Патенты автора Сорокин Владимир Алексеевич (RU)
Изобретение относится к ракетной технике, а именно ракетным двигательным установкам, имеющим два и более топливных заряда, с истечением газов, образующихся в результате горения, через общее сопло. Двухкамерный ракетный двигатель на твердом топливе, состоящий из корпуса, переднего, промежуточного и заднего днищ с теплозащитными покрытиями, сопла, воспламенительного устройства, выдвигающего механизма, стартового заряда топлива, маршевого заряда топлива, состоящего из подвижной и неподвижной частей, в промежуточном днище имеется центральное отверстие, закрываемое крышкой с теплозащитным покрытием, в неподвижной части маршевого заряда топлива имеется бронированный по его поверхности канал, внутри которого установлена подвижная часть маршевого заряда топлива, примыкающая своим задним торцом к крышке с теплозащитным покрытием, а передним - к передней торцевой крышке и выдвигаемая с помощью выдвигающего механизма посредством системы штифтов и упоров в сторону сопла, цилиндрическая поверхность подвижной части маршевого заряда топлива покрыта бронепокрытием, представляющим собой эластичный рукав с загнутым на угол 180 градусов краем со стороны заднего торца, к которому прикреплены тросы, протянутые к передней торцевой крышке через систему такелажных блоков и прикрепленные к переднему днищу. Инициирование воспламенительного устройства маршевого заряда топлива происходит посредством пьезоэлектрического элемента, срабатывающего от взаимного перемещения промежуточного днища и крышки с теплозащитными покрытиями или посредством замыкания электрических контактов при выдвижении подвижной части заряда маршевого топлива. Изобретение обеспечивает тактическую гибкость применения летательного аппарата с ракетным двигателем на твердом топливе на большом диапазоне высот, расстояний до цели и маневров. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.
Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к ракетным двигателям твердого топлива. Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус, переднее днище с воспламенительным устройством, заднее днище с газоходом и сопловым блоком и заряд твердого топлива с внутренним цилиндрическим каналом, имеющий щели со стороны переднего днища и скрепленный с корпусом защитно-крепящим слоем, при этом длина щелей составляет 0,4-0,7 от полной длины заряда твердого топлива, а отношение площади горения щелевой части канала составляет 5-8 к площади горения цилиндрической части канала. Изобретение обеспечивает двухрежимную работу двигателя - стартовый и маршевый режимы работы, и повышение надежности его работы. 2 ил.
Изобретение относится к ракетостроению, а именно к ракетно-прямоточным двигателям (РПД) на твердом топливе. Система распределенного подвода воздуха ракетно-прямоточного двигателя содержит камеру дожигания 1 ракетно-прямоточного двигателя, к которой в двух ее сечениях подсоединены воздухозаборные устройства 2, при этом в каждом воздухозаборном устройстве на входе в камеру дожигания выполнены три окна входа воздуха, размеры которых L1=2⋅L/9, L2=2⋅L/9, L3=3⋅L/9 соответственно, расстояние между окнами не превышает L/9, при общей длине воздушного тракта L не более двух калибров/диаметров камеры дожигания, а в окнах расположены поперечные направляющие 3 с углами наклона в пределах α1=60-70°, α2=40-50°, α3=30-35° соответственно, относительно продольной оси РПД. Изобретение обеспечивает увеличение полноты сгорания борсодержащего топлива и тяги РПД и снижение массово-габаритных характеристик РПД. 2 ил.
Изобретение относится к ракетной технике, а именно к устройствам, предназначенным для регулирования расхода продуктов газогенерации в ракетно-прямоточных двигателях (РПД). Регулятор расхода продуктов газогенерации размещается между газогенератором и камерой дожигания и содержит переднюю 1 и заднюю 2 крышки с теплозащитным покрытием 3 (10), проходной канал 4, смещенный относительно продольной оси регулятора в радиальном направлении и закрытый теплозащитным покрытием 5, сопловой вкладыш 6 из композиционного вольфрамомедного псевдосплава, электропривод с редуктором 7, на валу 8 которого закреплена грибовидная поворотная заслонка 9, также выполненная из композиционного вольфрамомедного псевдосплава. На передней крышке имеется радиальная проточка 11, геометрические размеры которой подбираются расчетным путем для обеспечения минимальной площади проходного сечения при полностью закрытой поворотной заслонке 9 и вырез сложной формы 12 в районе проходного канала 4. Сопловой вкладыш 6 имеет на входе фланец 13, повторяющий своей формой вырез 12, при этом передняя плоскость фланца устанавливается на одном уровне с плоскостью передней крышки 1, на фланце имеется радиальная проточка 14 тех же размеров, что и радиальная проточка 11, а задняя грань выступа поворотной заслонки 9 опирается на переднюю плоскость фланца. Изобретение обеспечивает упрощение конструкции, повышение технологичности сборки и снижение массово-габаритных характеристик регулятора расхода продуктов газогенерации РПД, а также обеспечивает его работоспособность при налипании конденсированной фазы и оптимальное смесеобразование компонентов ракетного топлива в камере дожигания. 4 ил.
ДВУХРЕЖИМНЫЙ СОПЛОВОЙ БЛОК // 2736089
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании сопла переменной степени расширения в многорежимном ракетном двигателе на твердом топливе (РДТТ). Двухрежимный сопловой блок ракетного двигателя твердого топлива содержит раструб и вкладыш стационарный, при этом в докритической части сопла установлен лепестковый подвижной вкладыш, лепестки которого удерживаются фиксатором и кольцом монтажным, после расчетного выгорания которых, лепестки подвижного вкладыша под действием давления газов смещаются в продольном направлении до смыкания и уменьшают диаметр критического сечения Дк. Изобретение обеспечивает упрощение конструкции, снижение массы РДТТ и повышение массы его заряда при сохранении требуемых габаритных размеров, повышение тяги за счет отказа от центрального тела и снижения аэродинамического сопротивления газовому потоку. 3 ил.
Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к многорежимным твердотопливным ракетным двигателям, и может быть использовано при создании ракет. Многорежимный ракетный двигатель твердого топлива содержит цилиндрический корпус, промежуточное днище, разделяющее его на стартовую и маршевую камеры сгорания, заряды твердого топлива, воспламенительные устройства и выходное сопло. Промежуточное днище выполнено из выгнутой в сторону маршевой камеры полусферической перфорированной оболочки, выполненной из высокопрочной легированной стали и имеющей переменную толщину, увеличивающуюся от центра к внешнему краю. Со стороны стартовой камеры сгорания промежуточное днище прикрыто металлической фольгой и резиновой мембраной. В теплозащитном покрытии стартовой камеры сгорания имеется кольцевой выступ, который при сборке двигателя вдавливается и зажимает внешний край резиновой мембраны. Изобретение позволяет повысить надежность работы ракетного двигателя, а также повысить технологичность изготовления и сборки такого двигателя. 3 ил.
МНОГОРЕЖИМНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ // 2715450
Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к многорежимным ракетным двигателям на твердом топливе, и может быть использовано при создании ракет. Многорежимный ракетный двигатель содержит цилиндрический корпус, промежуточное днище, разделяющее его на камеры сгорания, зарядов твердого топлива и выходного сопла. Промежуточное днище выполнено из выгнутой в сторону второй камеры сгорания полусферической перфорированной металлической оболочки. Со стороны второй камеры сгорания перфорированная металлическая оболочка усилена радиальными ребрами жесткости в количестве не более 4 штук с теплозащитными накладками. Со стороны первой камеры сгорания перфорированная металлическая оболочка закрыта металлической фольгой и мембраной с функцией теплозащитного покрытия, герметично закрепленными к оболочке на клеевое соединение по своим внешним и внутренним диаметрам. В центральное отверстие промежуточного днища установлено воспламенительное устройство. Изобретение позволяет обеспечить равномерное воспламенение заряда ракетного двигателя без снижения прочности промежуточного днища и повысить надежность работы такого двигателя. 5 ил.
Изобретение относится к области технической физики и может быть использовано для точного позиционирования сфокусированного излучения на поверхности оптического волокна. В представленном техническом решении для точного перемещения сфокусированного луча электромагнитного излучения в устройстве применяется сдвиг, параллельный самому себе, луча лазера с помощью поворота хотя бы одной плоскопараллельной пластинки, выполненной прозрачной для электромагнитного излучения. Технический результат - увеличение точности, обеспечение надежности и повторяемости позиционирования электромагнитного излучения, улучшение возможности компенсации дрейфа смещения положения объекта, упрощение конструкции. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.
ЭКРАНОПЛАН // 2581511
Изобретение относится воздушному и амфибийному транспорту и касается судов на динамической воздушной подушке. Экраноплан содержит крыло малого удлинения, над которым установлены двигатели с воздушными винтами, сопряженными с воздушными каналами гибкого ограждения. Задняя кромка крыла расположена в плоскости, параллельной конструктивной ватерлинии. Двигатели установлены над крылом таким образом, что воздушные винты расположены ниже верхней поверхности крыла. За винтами на крыле выполнены ковшеобразные полости, образующие воздушный канал, соединяющий пространство над крылом перед воздушным винтом с пространством под крылом за воздушным винтом, а также с системой каналов гибкого ограждения крыла, выполненного по его передней кромке и ограниченного спереди предкрылком. Достигаются повышение аэродинамического качества и упрощение конструкции экраноплана. 1 з.п. ф-лы, 11 ил.
Изобретение относится к ракетной технике, а именно к твердотопливным двигательным установкам системы аварийного спасения
ПИРОЗАМОК // 2467933
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при разделении ступеней летательного аппарата
Изобретение относится к устройствам соединения газоводов
ДВУХРЕЖИМНАЯ ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА // 2445492
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании летательных аппаратов, содержащих двухимпульсный ракетный двигатель
Изобретение относится к арматуростроению и предназначено для управления регулирующим органом поворотного типа
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при проектировании управляемых ракет
РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ С РЕВЕРСОМ ТЯГИ // 2362898
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при проектировании твердотопливных двигателей с обнулением или реверсом тяги, например противоштопорных ракет для испытаний самолетов
ИНФРАКРАСНЫЙ АБСОРБЦИОННЫЙ ГАЗОАНАЛИЗАТОР // 2292039
Изобретение относится к области измерительной техники и предназначено для определения концентрации горючих и токсичных газов
