Патенты автора Владимиров Александр Владимирович (RU)
Изобретение относится к газотурбинным двигателям и может быть использовано в камерах сгорания авиационных газотурбинных двигателей и наземных установок. Камера сгорания газотурбинного двигателя с фронтовым устройством содержит жаровую трубу, фронтовое устройство, выполненное в виде полого ресивера, на боковых поверхностях которого расположены пилоны клиновидной формы, основную и дополнительную системы топливоподачи, каждая из которых имеет соответствующие подводящие топливопроводы, патрубки и коллекторы с распылительными отверстиями. Полый ресивер выполнен в виде двух боковых стенок, соединенных с одной стороны скругленной стенкой, а с другой стороны плоской стенкой. Полость полого ресивера разделена на две части, одна из которых является коллектором основной системы топливоподачи, а другая коллектором дополнительной системы топливоподачи. Пилоны выполнены в виде двух боковых стенок, соединенных стыковочными поверхностями, скругленной поверхностью и задним плоским торцом, внутренняя полость пилона сообщена с полостью полого ресивера. Полость каждого пилона и полость полого ресивера снабжены дефлекторами с равномерно распределенными на них отверстиями. Подводящие топливопроводы основной и дополнительной систем топливоподачи расположены перед фронтовым устройством и соединены патрубками со скругленной стенкой полого ресивера, а патрубки основной и дополнительной систем топливоподачи соединены с соответствующими коллекторами. Распылительные отверстия основной системы топливоподачи расположены на задних торцах пилонов, а распылительные отверстия дополнительной системы топливоподачи расположены на плоской стенке полого ресивера. Технический результат заключается снижении эмиссии оксида азота (NOx), а также в устранении эмиссии монооксида углерода (СО), несгоревших углеводородов (UHC) и сажеобразования. 4 з.п. ф-лы, 8 ил.
Изобретение относится к области двигателестроения, а именно, к топливовоздушному модулю фронтового устройства малоэмиссионной камеры сгорания газотурбинного двигателя и может быть использовано для подготовки топливовоздушной смеси и формирования с помощью закрутки потока смеси зоны стабилизации горения перед сжиганием. Топливовоздушный модуль фронтового устройства малоэмиссионной камеры сгорания газотурбинного двигателя содержит корпус, размещенные в нем систему подготовки и подачи жидкого топлива, включающую ресивер, сопряженные с системой подготовки и подачи жидкого топлива и ограниченные соответствующими стенками внутренний кольцевой воздушный канал, расположенный вдоль оси топливовоздушного модуля, и внешний кольцевой воздушный канал с размещенными на входе каждого из них соответствующими лопаточными завихрителями, общий воздушный канал, представляющий собой совмещенные на выходе внутренний и внешний кольцевые воздушные каналы, систему распыливания топлива, выполненную в виде сообщенного с ресивером кольцевого канала, расположенного коаксиально над внутренним кольцевым воздушным каналом, средства распыливания топлива, и экран с острой кромкой, направленной в сторону камеры сгорания. Внешний кольцевой воздушный канал расположен вдоль оси топливовоздушного модуля коаксиально над кольцевым каналом системы распыливания топлива, внутренняя стенка, ограничивающая внутренний кольцевой воздушный канал выполнена в виде расположенного по центру топливовоздушного модуля обтекателя с острой кромкой, направленной в сторону камеры сгорания, а внешняя стенка, ограничивающая внешний кольцевой воздушный канал, представляет собой соответствующую стенку корпуса топливовоздушного модуля, общий воздушный канал выполнен конфузорным, экран выполнен в виде концентрично расположенных вдоль оси топливовоздушного модуля внутренней и внешней обечаек, жестко связанных между собой с образованием зазора между ними, причем соотношение радиусов обечаек равно 0,5, а острая кромка экрана расположена вблизи общего воздушного канала, внешняя обечайка представляет собой внутреннюю стенку внешнего кольцевого воздушного канала и жестко связана при помощи соответствующих лопаточных завихрителей с корпусом модуля, внутренняя обечайка представляет собой внешнюю стенку внутреннего кольцевого воздушного канала и жестко связана при помощи соответствующих лопаточных завихрителей с центральным обтекателем, кольцевой канал системы распыливания топлива расположен в зазоре между обечайками и сообщен с ресивером системы подготовки и подачи жидкого топлива при помощи радиальных каналов, выполненных в лопаточных завихрителях внешнего кольцевого воздушного канала, а средства распыливания топлива расположены на выходе кольцевого канала системы распыливания и выполнены в виде равномерно расположенных по окружности отверстий, оси которых параллельны оси топливовоздушного модуля или поочередно направлены в сторону внешнего и внутреннего воздушных кольцевых каналов. Технический результат - повышение надежности и эффективности модуля. 3 ил.
Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к двигательным установкам жидкостных ракет большой грузоподъемности. Двигательная установка для жидкостных ракет с инвариантными к заправке водородом или метаном топливными баками состоит из жидкостных двигателей и секционных топливных баков с коллекторной системой подачи компонентов из баков в двигатели, силовой несущей фермы, соединенной с топливным баком и двигателями. Секции в пакетной компоновке бака проектируют с учетом заправки жидких компонентов «окислитель» и «горючее» в соседние, изолированные друг от друга секции, образующие в собранном виде единую цилиндрическую конструкцию бака. Целевое назначение каждой секции под заправку конкретным компонентом определяется по объемно-массовым соотношениям расхода компонентов двигателя. Количество секций для «окислителя» и «горючего» должно быть четным. Выбор расположения компонентов в секциях осуществляют исходя из минимизации отклонений боковой центровки ракеты-носителя в полете по мере расхода топлива из баков окислителя и горючего. Техническим результатом является обеспечение возможности замены кислородно-водородных двигателей на двигатели с компонентами кислород + метан. 1 ил.
Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к топливным бакам. Топливный бак жидкостных двигательных установок ракет большой грузоподъемности состоит из секций и представляет собой единый топливный бак цилиндрической формы. Бак установлен на верхнюю и нижнюю фермы. Секции в верхней и нижней частях цилиндра объединены коллекторами. Максимальные характерные размеры секций для цилиндрических баков диаметром D меньше радиуса бака на 5÷10%. Восприятие нагрузок внешними поверхностями секций в радиальном направлении обеспечивается установкой на внешней цилиндрической поверхности собранного бака дополнительных сетчатых либо кольцевых элементов конструкции, замкнутых по диаметру и воспринимающих нагрузку на растяжение. Осевую нагрузку и нагрузку на изгиб воспринимает каркас из силовых продольных элементов на стыках секций, замкнутых на кольцевые шпангоуты в районе верхнего и нижнего днищ. В качестве материалов для изготовления топливного бака используют композитные материалы. Достигается упрощение изготовления. 4 ил.
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в автоматах стабилизации ракет, управление угловым движением которых осуществляется путем поворота нескольких камер сгорания двигателей с помощью рулевых приводов. Способ защиты от аварии многоканальных систем управления ракет включает формирование в каждом канале, соответствующем определенной камере сгорания, информативного сигнала в виде разности командного сигнала и сигнала обратной связи, формирование сигнала отключения соответствующего канала системы управления в виде сигнала установки штока рулевого привода этого же канала в среднее положение. Сигнал отключения канала формируют в случае превышения вычисленным на временном промежутке определенной длительности интегралом от модуля информативного сигнала заранее выбранного порогового значения, при этом командные сигналы остальных каналов формируют в виде сумм или разностей управляющих сигналов по тангажу, рысканию и крену и сигнала обратной связи отключенного канала с коэффициентами, зависящими от номера отключенного канала, таким образом, чтобы обеспечить создание требуемых суммарных управляющих моментов по тангажу, рысканию и крену. Техническим результатом является повышение вероятности успешного продолжения полета при отказе рулевого привода одного из каналов системы управления. 4 ил.
Изобретения относятся к области ракетно-космической техники и могут найти применение при осуществлении контроля уровня расположения поверхности жидких компонентов топлива в баках ракет-носителей. Технический результат - повышение точности контроля уровня заправки и энергетических характеристик средств выведения. Для этого на поверхность компонентов топлива воздействуют частотно-модулированными излучениями от излучателя электромагнитных волн, фиксируют отраженную волну регистратором сигналов, отраженных от поверхности жидкости, и передают вычисленное фактическое значение уровня жидких компонентов по одному каналу в наземную систему контроля заправки во время предстартовой подготовки и по другому каналу - в бортовую систему управления расходом топлива при полете ракеты-носителя, обеспечивая непрерывный контроль уровня топлива в баках. При этом в качестве средства измерения уровня жидких компонентов топлива в баках установлены излучатели электромагнитных волн, приемник регистратора сигналов, отраженных от поверхности жидких компонентов топлива, с вычислителем уровня жидких компонентов топлива и волновод. Причем излучатель, приемник регистратора и вычислитель уровня объединены конструктивно в одном герметичном корпусе. Волновод расположен параллельно продольной оси бака. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.
Изобретение относится к ракетно-космической технике. Способ управления движением ракеты-носителя на начальном участке полета заключается в отклонении качающейся части маршевого двигателя в заданной плоскости увода струи с учетом периодического вычисления командного сигнала на отклонение качающейся части маршевого двигателя ракеты-носителя в зависимости от программного угла, отклонения и скорости отклонения характерной точки ракеты-носителя от вертикальной оси пускового устройства, угла и угловой скорости тангажа ракеты-носителя и в одновременной стабилизации углового положения ракеты-носителя в плоскости, перпендикулярной заданной. Отклонение качающейся части маршевого двигателя осуществляют, принимая упомянутый программный угол отклонения качающейся части маршевого двигателя и коэффициенты усиления командного сигнала по отклонению и скорости отклонения характерной точки ракеты-носителя от вертикальной оси пускового устройства по заранее выбранным зависимостям от периодически измеряемой высоты подъема над горизонтальной плоскостью пускового устройства характерной точки ракеты-носителя, в качестве которой берут центр качания качающейся части маршевого двигателя. Достигается увеличение ресурса конструкции пускового устройства. 4 ил.
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для подавления упругих колебаний конструкций ракет космического назначения (РКН) пакетной схемы
Изобретение относится к космической технике, а именно к разработке минимизации зон отчуждения для отделяемых частей многоступенчатой ракеты-носителя
ТОПЛИВНЫЙ БАК // 2293665
Изобретение относится к топливным бакам космических аппаратов, работающим в условиях невесомости и при переходе от невесомости к перегрузкам
