Патенты автора Смирнов Игорь Александрович (RU)
ЭЛЕКТРОМАГНИТНЫЙ КЛАПАН-ДРОССЕЛЬ // 2780395
Изобретение относится к устройствам регулирования расхода газа и может быть использовано в энергетическом машиностроении для подачи газов к потребителям. Электромагнитный клапан-дроссель состоит из: корпуса 3 с входным наконечником 15, седла 4 с выходным наконечником 15, электромагнита 1 со стопом 9, пружины 10, якоря 2, державки 6, соединенной с якорем 2 штоком 5 и в которой, находится шайба пружинная 8, поджимающая заслонку 7 к седлу 4, у которых имеются зеркально выполненные прорези 12, имеющие ширину 0,8 от величины хода якоря, и перемычки шириной, равной или больше, чем ход якоря 2. В обесточенном состоянии электромагнитного дросселя расход через него максимальный, при подаче напряжения на электромагнит отверстия на стопе перекрываются перемычками золотника, и через дроссель идет минимальный расход через боковое отверстие 13, расположенное на цилиндрической поверхности седла 4. Таким образом, для перекрытия проходного сечения через электромагнитный дроссель, которое образуется из суммы отверстий на седле, можно применять электромагнит без увеличения рабочего хода якоря и, соответственно, габаритов и веса. Изобретение направлено на возможность применять электромагниты клапанов прямого действия без увеличения рабочего хода якоря в широком диапазоне расходов рабочего тела, (необходимых проходных сечений седла). 1 ил.
ДРОССЕЛЬНОЕ УСТРОЙСТВО // 2771218
Изобретение относится к устройствам регулирования давления газа и может быть использовано в энергетическом машиностроении. Дроссельное устройство, в корпусе которого размещены седло и примыкающая к нему заслонка, установленная в обойме, которая жестко связана со штоком, выходящим из корпуса для соединения с приводом, пружина, прижимающая заслонку к седлу. Указанная пружина установлена вне корпуса и передает свое усилие через ряд деталей - втулку, шарик и салазку - на один конец штока. Другим концом шток поджимает заслонку к седлу. Герметичность штока в корпусе осуществляется сильфоном, приваренным к корпусу и к штоку. Сильфон закрыт кожухом, на котором установлена пружина. Таким образом, пружина, поджимающая заслонку к седлу, расположена вне корпуса и сохраняет свою характеристику независимо от температуры в корпусе дроссельного устройства. Изобретение направлено на возможность эксплуатации агрегата в широком диапазоне температур, включая высокие, без охлаждения рабочего тела, сохраняя стабильной характеристику.1 ил.
Изобретение относится к ракетной технике. Жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) с электронасосной системой подачи низкокипящих компонентов топлива, включающий регенеративно охлаждаемую камеру сгорания, электронасосные агрегаты для подачи компонентов топлива в камеру, блок питания электронасосных агрегатов на основе аккумуляторных батарей, при этом в состав двигателя включен турбоэлектрогенератор, вход в турбину которого сообщен с магистралью выхода из тракта охлаждения камеры газифицированного в нем низкокипящего компонента топлива; выход из турбины сообщен с магистралью входа этого компонента топлива в полость форсуночной головки камеры, а клеммы электрогенератора связаны кабелем через преобразователь в виде зарядного устройства и автоматический прерыватель электрической цепи с клеммами блока питания электроприводов насосов. Изобретение обеспечивает улучшение массовых характеристик двигателя с электронасосной системой подачи низкокипящих компонентов топлива за счет снижения количества и массы аккумуляторных батарей в блоке питания электронасосных агрегатов. 1 ил.
Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД) на криогенных компонентах, снабженным системой ориентации и обеспечения запуска (СООЗ). СООЗ содержит блоки ракетных двигателей малой тяги (РДМТ), электронасосы (1, 2) на выходах баков низкого давления криогенных компонентов, сообщенные напорными магистралями через теплообменники – газификаторы (3, 4) с ресиверами (8, 9) рабочего тела для РДМТ. Ресиверы пополняются по сигналам датчиков давления (11(1), 11(2)). Теплопередающие тракты газификаторов (3, 4) сообщены на входе с магистралью высокотемпературных продуктов сгорания газогенератора (5), а на выходе – с включенными в конструкцию блоков РДМТ выхлопными соплами (10(1), 10(2)), оси которых параллельны продольной оси ЖРД. Ко входам газогенератора (5) через электроклапаны (7(3), 7(4)) подключены магистрали выхода теплопринимающих трактов газификаторов (3, 4). Техническим результатом является снижение массы конструкции ЖРД при сохранении функциональности СООЗ. 1 ил.
Изобретение относится к объектам энергетического машиностроения. Космическая энергетическая установка с машинным преобразованием энергии в замкнутом контуре с газообразным рабочим телом, реализующим термодинамический цикл Брайтона, в состав которого входит источник тепла, компрессор, кинематически связанный с электрогенератором, регенератор тепла, теплообменник-холодильник для отвода низкопотенциального тепла из газообразного рабочего тела посредством жидкого теплоносителя. На валу турбокомпрессора между компрессором и турбиной установлен гидрозатвор в виде двухстороннего импеллера с двумя крыльчатками, разделенными диском, периферия которых сообщена одним трубопроводом, включающим отсечной клапан, с выходом электронасоса, вход которого сообщен с магистралью подвода жидкого теплоносителя к теплообменнику-холодильнику, а другим трубопроводом, включающим дроссельную шайбу и обратный клапан, с магистралью отвода жидкого теплоносителя от теплообменника-холодильника. Изобретение направлено на повышение КПД турбокомпрессорных энергетических установок с газообразным рабочим телом путем исключения утечек из компрессора в турбину. 2 ил.
Энергоустановка содержит электрогенератор (ЭГ) (1), кинематически связанный с турбокомпрессором (ТК) (2) со стороны входа в компрессор, источник тепла (4), регенератор тепла (5), теплообменник-холодильник (6) системы отвода низкопотенциального тепла из рабочего контура жидким теплоносителем, магистраль (16) с теплообменником (18) в ее составе, отводящая газообразное рабочее тело охлаждения ротора из полости ЭГ (1) со стороны, противоположной расположению ТК (2). Магистраль (16) сообщена с полостью ЭГ (1) со стороны ТК (2), образуя замкнутый автономный контур охлаждения ротора ЭГ (1). В контур включены вентилятор (17) с электроприводом, нормально-закрытый дренажный электроклапан (19), датчик (20) давления в полости ЭГ (1). Между компрессором и ЭГ (1) выполнен гидрозатвор в виде двухстороннего импеллера с двумя крыльчатками (10, 11), разделенными диском (12). Общий канал (А) крыльчаток (10, 11) сообщен трубопроводом (8), включающим отсечной клапан (9) с выходом электронасоса (7), вход в который сообщен с магистралью подвода жидкого теплоносителя в теплообменник-холодильник (6). Канал (А) сообщен трубопроводом (13), включающим дроссельную шайбу (14) и обратный клапан (15), с магистралью отвода жидкого теплоносителя из теплообменника-холодильника (6). Изобретение направлено на повышение эффективности энергоустановки, ее коэффициента полезного действия за счет уменьшения потерь мощности на трение ротора электрогенератора с газом, охлаждающим ротор путем снижения давления газообразного рабочего тела энергоустановки, используемого для охлаждения ротора электрогенератора на установившемся режиме работы при достаточном охлаждении ротора. 2 ил.
Жидкостный ракетный двигатель // 2757145
Изобретение относится к ракетной технике. Жидкостный ракетный двигатель включает бустерные насосные агрегаты, турбонасосный агрегат, камеру и газогенератор, при этом в состав двигателя включена автономная аккумуляторная батарея, приводы бустерных насосов выполнены в виде синхронных электродвигателей, а в конструкцию ТНА встроен синхронный электрогенератор с ротором на валу и статором в корпусе ТНА, причем клеммы электродвигателей и электрогенератора коммутированы с клеммами аккумуляторной батареи через преобразователь электрического напряжения постоянного тока в фазные напряжения переменного тока, обеспечивающий также функцию обратного преобразования. Изобретение обеспечивает повышение удельного импульса ЖРД с бустерными насосными агрегатами. 1 ил.
Изобретение относится к ракетно-космической технике. Жидкостная ракетная двигательная установка космического аппарата, содержащая маршевый двигатель с насосной системой подачи компонентов топлива в камеру сгорания из объемных баков 1 низкого давления, двигатели 5 ориентации и стабилизации с подачей компонентов топлива в камеры сгорания из баков 10 высокого давления, при этом баки 10 высокого давления выполнены малообъемными и проточными, разделены подвижным герметичным элементом - сильфоном 14 на жидкостную 11 и газовую 15 полости, при этом объемные баки 1 дополнительно сообщены с жидкостными полостями 11 малообъемных баков 10 магистрали 4, в этих магистралях 4 установлены насосы 6 с приводом от электродвигателей 7, обратные клапаны 9, жидкостные полости 11 малообъемных баков 10 сообщены с входами в двигатели 5 ориентации и стабилизации, их газовые полости 15 заполнены газом наддува и герметично отдалены от жидкостных полостей 11 баков и окружающей среды, а на входах магистралей подачи компонентов топлива в двигатели 5 ориентации и стабилизации последовательно установлены сигнализаторы давления 12 верхнего и нижнего уровня давления компонентов топлива и регуляторы 13 давления. Изобретение обеспечивает снижение массы конструкции двигательной установки. 1 ил.
ШАРОВОЙ КЛАПАН // 2593730
Изобретение относится к шаровым клапанам и предназначено для подачи и отсечки как высокотемпературных, так и низкотемпературных газов, в частности, в пневмосистемах летательных аппаратов. В корпусе 1 шарового клапана установлен шаровой затвор 2, взаимодействующий с двух сторон с металлическими седлами 3 и 4. Седла выполнены в виде тонкостенных конических воронок с опорами 6 и 9. Входная воронка имеет отбортовку 5 на торце меньшего диаметра и герметично крепится большим диаметром на опоре 6 входного наконечника 7. Воронка на выходе герметично соединена меньшим диаметром с опорой 9, герметично зажатой по большому диаметру между корпусом 1 и выходным наконечником 11. На опорах 6 и 9 седел 3 и 4 в местах крепления с воронками выполнены конические поверхности с углом меньшим, чем угол конуса воронки седел 3 и 4. Изобретение направлено на повышение герметичности и надежности клапана. 3 ил.
Изобретение относится к объектам энергетического машиностроения. В космической энергетической установке в трубопровод между источником тепла и турбиной устанавливается смеситель, сообщенный дополнительным трубопроводом, включающим управляемый посредством электропривода дроссель, с трубопроводом между выходом компрессора и входом тепловоспринимающего тракта теплообменника-рекуператора. Изобретение позволяет улучшить ресурсные характеристики энергоустановки за счет уменьшения времени ее работы при максимальной температуре рабочего тела на входе в турбину при снижении энергопотребления. 1 ил.
ТУРБОКОМПРЕССОРНАЯ ЭНЕРГЕТИЧЕСКАЯ УСТАНОВКА // 2584749
Изобретение относится к энергетическому машиностроению и может быть использовано в конструкциях турбокомпрессорных установок с замкнутым термодинамическим циклом Брайтона. Турбокомпрессорная энергетическая установка включает турбокомпрессор, нагреватель рабочего тела и теплообменник-рекуператор, объединенные в замкнутый контур. На выходе проточного тракта рабочего колеса турбины установлен спрямляющий аппарат в виде кольцевой лопаточной решетки, образованной пустотелыми лопатками с проточными каналами, сообщенными с концентрически выполненными наружным и внутренним коллекторами. Наружный коллектор разделен на два полуколлектора, один из которых сообщен патрубком с выходом компрессора, а другой - со входом в теплопринимающий тракт теплообменника-рекуператора. Изобретение решает задачу повышения коэффициента полезного действия энергетического цикла установки и снижения ее массы. 3 ил.
Изобретение относится к объектам энергетического машиностроения. Часть трубопровода космической энергетической установки, подводящего рабочее тело контура в компрессор из теплообменника-холодильника, выполнена как дозвуковой эжектор на основе трубы Вентури с кольцевым каналом А выхода пассивного рабочего тела эжектора в зоне критического сечения трубы Вентури. Кольцевой канал с коллектором на входе сообщен трубопроводом через теплообменник с полостью электрогенератора, расположенной на выходе рабочего тела охлаждения ротора из тракта его охлаждения - кольцевого канала Б между статором и ротором электрогенератора. Жидкий теплоноситель, отбираемый с выхода тракта холодильника-излучателя, подводится и отводится к соответствующему тракту теплообменника по трубопроводам. Таким образом обеспечивается создание перепада давления, обеспечивающего прокачку газообразного рабочего тела ротора с необходимым расходом через кольцевой зазор между ротором и статором за счет местного снижения статического давления газообразного рабочего тела контура посредством увеличения скорости его течения с последующим восстановлением статического давления при уменьшении скорости перед входом в компрессор, а также охлаждение нагретого в тракте охлаждения ротора газообразного рабочего тела перед подачей его в зону сниженного статического давления. Изобретение позволяет уменьшить потери полезной мощности турбокомпрессорной электрогенераторной установки с машинным преобразователем энергии в замкнутом контуре по циклу Брайтона, связанные с охлаждением ротора электрогенератора, и, тем самым, повысить ее коэффициент полезного действия. 2 ил.
РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ МАЛОЙ ТЯГИ // 2570295
Изобретение относится к ракетным двигателям малой тяги. Ракетный двигатель малой тяги с регулированием тяги содержащий камеру сгорания, смесительную головку с каналами и устройствами для подачи и регулирования расхода компонентов топлива, а также форсунки для распределения компонентов топлива, при этом устройства для подачи и регулирования расхода каждого компонента топлива, имеют пьезоэлектрический привод, а для управления тяговыми характеристиками двигатель снабжен источниками питания, которые встроены в электрическую цепь каждого пьезоэлектрического привода, при этом источники питания имеют регулятор напряжения. Изобретение обеспечивает повышение надежности, регулирование подачи компонентов топлива и его массового расхода одним устройством. 2 ил.
СПОСОБ ОРГАНИЗАЦИИ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА В КАМЕРЕ СГОРАНИЯ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ МАЛОЙ ТЯГИ // 2535596
Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к жидкостным ракетным двигателям малой тяги (ЖРДМТ). Способ заключается в подаче одного из самовоспламеняющихся компонентов топлива, например, горючего через соосную с камерой сгорания центробежную форсунку с образованием цилиндрической пелены, переходящей в коническую за срезом сопла форсунки и второго компонента, например, окислителя через струйные форсунки, равномерно расположенные по окружности, соосной с соплом центробежной форсунки, по заявляемому изобретению весь второй компонент подают через струйные форсунки на конический дефлектор, соосный с ними, формируют на нем первичные пленки, которые затем подают с острой кромки дефлектора на внутреннюю стенку камеры сгорания и формируют на ней вторичные пленки, которые впервые соприкасают с пленкой первого компонента на стенке камеры сгорания для организации жидкофазного смешения компонентов путем взаимного проникновения горючего и окислителя на полную их толщину на стенке камеры сгорания и одновременного охлаждения ее всем поступающим компонентом, при этом обеспечивают длину свободного пролета пленки конуса распыла центробежной форсунки до встречи с камерой сгорания, не превышающую более чем в два раза расчетную длину начала распада пленки, а толщины пленок окислителя и горючего формируют исходя из соотношений:
;
где
- внутренний диаметр расположения вторичных пленок окислителя на стенке камеры сгорания;
- толщины вторичной пленки окислителя на стенке камеры сгорания; rm.к. - радиус вихря на стенке сопла центробежной форсунки; δг - толщина пелены горючего в сопле центробежной форсунки; dc.o. - диаметр струи окислителя; nc.о. - число струй окислителя. Изобретение обеспечивает повышение экономичности и надежности ЖРДМТ за счет повышения удельного импульса с одновременным обеспечением приемлемого теплового состояния с большим запасом по температуре элементов двигателя. 1 з.п. ф-лы, 1 табл., 9 ил.
Космическая энергетическая установка с машинным преобразованием энергии содержит замкнутый контур с газообразным рабочим телом, реализующим замкнутый термодинамический цикл Брайтона. В состав замкнутого термодинамического цикла входят источник тепла, турбокомпрессор, кинематически связанный с электрогенератором, регенератор тепла, теплообменник, теплопередающим трактом включенный в контур с газообразным рабочим телом, теплопринимающим трактом - в замкнутый контур с жидким рабочим телом для отвода низкопотенциального тепла, включающий также устройство для прокачки жидкого рабочего тела через контур, и холодильник-излучатель тепла в космическое пространство. Устройство для прокачки выполнено в виде турбонасосного агрегата, кинематически связанного с электрогенератором. Теплообменник выполнен в виде генератора перегретого пара, использующего низкопотенциальное тепло, отбираемое от газообразного рабочего тела энергоустановки. Холодильник-излучатель выполнен в виде конденсатора пара с функцией последующего охлаждения конденсата. Вход в насос турбонасосного агрегата сообщен с выходом проточного тракта холодильника-излучателя, выход насоса - с входом в теплопринимающий тракт теплообменника-парогенератора - в противоток его теплопередающему тракту. Вход в турбину турбонасосного агрегата сообщен с выходом теплопринимающего тракта теплообменника-парогенератора, а ее выход - с входом в гидравлический тракт холодильника-излучателя. Изобретение направлено на повышение энергомассовых характеристик космических энергетических установок с машинным преобразованием энергии путем уменьшения доли сбрасываемого в окружающее пространство тепла. 1 ил.
АГРЕГАТИРОВАННАЯ ГОРЕЛКА // 2494312
Изобретение относится к объектам энергетического машиностроения. Изобретение направлено на создание экономичных котельных, использующих горелки без электропотребления от внешних источников. Эта задача решается использованием части тепловой энергии продуктов сгорания топлива для выработки электроэнергии посредством электрогенератора. Для этого нагнетатель воздуха в зону горения выполнен в виде турбокомпрессора 7, вал которого кинематически связан с электрогенератором 9 и топливным насосом 3, в газоводе на выходе камеры горения 1 установлен теплообменник 10, вход и выход теплопринимающего тракта которого сообщены, соответственно, с выходом компрессора и входом турбины турбокомпрессора 7, а выход турбины - со входом воздушного тракта в камеру горения 4. Изобретение направлено на повышение экономичности малых котельных. 1 ил.
ТУРБОЭЛЕКТРОГЕНЕРАТОРНЫЙ АГРЕГАТ // 2488699
Изобретение относится к энергетическому машиностроению и может быть использовано в конструкции газотурбинных установок для привода электрогенераторов
Изобретение относится к прикладной электротехнике
Изобретение относится к прикладной электротехнике
СОПЛОВОЙ АППАРАТ АКТИВНОЙ ТУРБИНЫ // 2433280
Изобретение относится к конструкции сопловых аппаратов малорасходных активных турбин с парциальным подводом газа и может быть использовано в энергетическом машиностроении
ЛОПАСТНОЙ НАСОС // 2412378
Изобретение относится к насосостроению и может быть использовано в турбонасосных агрегатах ракетной техники
Изобретение относится к конструкциям входных устройств центробежных, шнекоцентробежных и осевых насосов и может быть использовано в специальном насосостроении
ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ // 2395706
Изобретение относится к конструкциям бесконтактных уплотнений по валу быстроходных турбонасосных агрегатов (ТНА) и может быть использовано в специальном энергомашиностроении, например для ракетной техники
ШНЕКОЦЕНТРОБЕЖНЫЙ НАСОС // 2380575
Изобретение относится к конструкции щелевых уплотнений шнекоцентробежных насосов и может быть использовано в насосостроении
ГИДРОМОТОР ПЛАНЕТАРНОГО ТИПА // 2378515
Изобретение относится к роторным гидромашинам объемного вытеснения и может быть использовано в общем машиностроении
ГИДРОМОТОР ПЛАНЕТАРНОГО ТИПА // 2315197
Изобретение относится к роторным гидромашинам объемного вытеснения и может быть использовано в общем машиностроении
