Патенты автора Казанкин Филипп Андреевич (RU)
Изобретение относится к камерам сгорания ракетных двигателей малой тяги, работающих на двухкомпонентном самовоспламеняющемся жидком ракетном топливе. Способ заключается в подаче самовоспламеняющихся компонентов топлива через форсуночные элементы смесительной головки, их течении в камере сгорания, жидкофазном смешении в зоне форсуночных элементов, получении жидкофазных и газофазных промежуточных продуктов горения, воспламенении, горении и истечении продуктов горения через сопло камеры, согласно изобретению течение компонентов топлива в камере сгорания и процесс жидкофазного перемешивания выполняются при давлении, меньшем или равном давлению насыщенных паров хотя бы одного из компонентов топлива. 5 ил.
Изобретение относится к регуляторам расхода прямого действия и может применяться в различных устройствах, например в ракетных двигателях для поддержания расхода или заданного соотношения компонентов топлива. Регулятор содержит корпус с входной и выходной полостями, втулку с выходным каналом, расположенную во входной полости и соединяющую через окна, минимум одно, расположенные на боковой поверхности втулки через выходной канал, с выходной полостью, упругую пластину, расположенную над окнами втулки со стороны входной полости корпуса. Упругая пластина жестко закреплена на наружной поверхности втулки по одну из сторон окон и свободно опирается на противоположной стороне окон на край подвижно установленной каретки с возможностью ее перемещения вдоль упругой пластины автоматически либо вручную. Пусковое устройство состоит из корпуса с входной и выходной полостями, установленного в нем вытесняющего элемента с закрепленным на нем регулятором расхода, имеющим возможность перемещения вместе с вытесняющим элементом. Вытесняющий элемент выполняется в виде подпружиненного поршня, имеющего ограничители перемещения, выполненные в корпусе. В результате достигается высокая точность регулирования, экономится потребляемое топливо. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 3 ил.
Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Камера жидкостного ракетного двигателя содержит камеру сгорания, сопло и смесительную головку, с расположенной по ее оси двухкомпонентной центробежной форсункой, с соответствующими коллекторами компонентов топлива на входе в тангенциальные каналы сопел наружной и внутренней центробежных форсунок. Согласно изобретению газовая полость внутренней центробежной форсунки заполнена цилиндрическим вкладышем с наружным диаметром, равным диаметру газового вихря в зоне входных тангенциальных каналов центробежной форсунки до зоны гидравлического прыжка. Изобретение обеспечивает повышение устойчивости рабочего процесса и равномерность распределения температуры на стенке камеры сгорания. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.
Изобретение относится к камере жидкостного ракетного двигателя малой тяги. Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги, содержащая камеру сгорания, сопло и смесительную головку, с расположенной по ее оси двухкомпонентной центробежной форсункой, с соответствующими коллекторами компонентов топлива на входе в тангенциальные каналы сопел наружной и внутренней центробежных форсунок, при этом в коллекторе наружной форсунки на внешней ее поверхности в зоне входных тангенциальных каналов герметично установлено кольцо, образующее дополнительный коллектор, который соединен с основным коллектором тангенциальными каналами, расположенными в полости, смещенной относительно плоскости входных каналов наружной центробежной форсунки, и направлеными в сторону, совпадающую с направлением закрутки тангенциальных каналов наружной форсунки. Дополнительный коллектор выполнен в виде кольцевой канавки на внешней поверхности наружной центробежной форсунки в зоне тангенциальных каналов. Коллектор внутренней форсунки выполнен с осевым подводом компонента топлива. Коллектор наружной форсунки дополнительно сообщен со струйными форсунками, размещенными по периферии смесительной головки либо периферии наружной форсунки. Коллектор наружной форсунки сообщен с коллектором струйных форсунок через кольцевой щелевой канал. Изобретение обеспечивает повышение энергетических и динамических характеристики двигателя. 4 з.п. ф-лы, 2 ил.
Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкции двигательных модулей. Двигательный модуль космического летательного аппарата (КЛА) состоит минимум из двух шпангоутов и трех баков для топлива с верхними полюсными элементами, соединенными с верхним шпангоутом, и нижними полюсными элементами, являющимися опорами всего двигательного модуля, взаимодействующими с соответствующими опорами КЛА, минимум одного баллона высокого давления, ракетных двигателей и агрегатов управления. Нижние полюсные элементы шарнирно закреплены на опорах двигательного модуля, а верхние полюсные элементы закреплены на верхнем шпангоуте с возможностью перемещения, обеспечивающего поворот относительно шарнирного закрепления нижних полюсных элементов. Техническим результатом изобретения является снижение массы и повышение виброустойчивости конструкции. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.
Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкции двигательных установок (ДУ) космического назначения. ДУ состоит из топливных баков с газовой и топливной горловинами, системы подачи топлива, системы исполнительных органов, включающей, как минимум, отклоняющие двигатели со смесительной головкой и двигатели стабилизации и ориентации. Согласно изобретению баки жестко и герметично соединены топливными горловинами со смесительной головкой отклоняющих двигателей с помощью разъемного либо неразъемного соединения. При этом часть соединения, расположенного в смесительной головке, образует коллектор распределения топлива по каналам, выполненным в смесительной головке к отклоняющим двигателям, а смесительная головка отклоняющих двигателей обеспечивает жесткое крепление баков между собой. Техническим результатом заявленного изобретения является снижение массы ДУ и обеспечение живучести конструкции ДУ и КА в целом. 5 з.п. ф-лы, 9 ил.
БЛОК РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ МАЛОЙ ТЯГИ // 2605267
Изобретение относится к ракетным двигателям малой тяги, предназначенным для управления положением космических летательных аппаратов. Блок ракетных двигателей включает в себя смесительную головку, клапаны подачи топлива с запорными органами, седлом, тарелью и силовым приводом, смесительные элементы с входными каналами, камеры сгорания, не менее двух. Согласно изобретению в головке выполнены коллекторы подачи компонентов топлива в виде тупиковых углублений, при этом каждый из коллекторов подачи компонентов топлива соединен с одной стороны с системой хранения топлива, например с топливными баками, а с другой стороны соединен системой каналов с соответствующей камерой сгорания через соответствующие клапаны подачи топлива и смесительные элемент, причем запорные органы и система каналов выполнены непосредственно в смесительной головке. Запорные органы клапанов подачи топлива выполнены в цилиндрических углублениях смесительной головки, их входные каналы соединены с соответствующим коллектором подачи компонентов топлива, а их выходные каналы соединены с входными каналами смесительных элементов, при этом седла запорных органов выполнены соосно цилиндрическим углублениям в их донной части, а тарели запорных органов установлены подвижно, с одной стороны в цилиндрических углублениях смесительной головки, а с другой стороны - в силовых приводах клапанов подачи топлива. Камеры сгорания, силовые приводы клапанов подачи топлива и форсуночные элементы герметично соединены со смесительной головкой через разъемные либо неразъемные соединения. В смесительной головке могут быть выполнены дополнительные каналы, соединяющие коллекторы подачи компонентов топлива через герметичные разъемные либо неразъемные соединения и трубопроводы с другими потребителями топлива, например двигателями системы стабилизации. Изобретение обеспечивает снижение массы блока, повышение надежности, а также использование каналов в смесительной головке в качестве части топливной магистрали для внешних потребителей. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.
Изобретение относится к ракетно-космической технике, а конкретно к жидкостным ракетным двигателям малой тяги, используемым в качестве исполнительных органов систем управления движением космических летательных аппаратов. Камера состоит из смесительной головки с трактами подачи компонентов топлива и форсуночными элементами, фланца для крепления к объекту, корпуса камеры с камерой сгорания и соплом, присоединенного к смесительной головке через переходник. Согласно изобретению фланец для крепления камеры к объекту установлен на переходнике вблизи камеры сгорания и расположен в зоне посадочной поверхности переходника и смесительной головки, переходник присоединен к смесительной головке по внешней посадочной поверхности, а торцевой и внутренний цилиндрические участки имеют зазор между соответствующими поверхностями смесительной головки. Изобретение обеспечивает снижение тепловых потоков в объект. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.
УСТРОЙСТВО ПУСКОВОЕ СТАБИЛИЗИРУЮЩЕЕ // 2529453
Изобретение относится преимущественно к ракетной технике и используется для поддержания заданного расхода компонентов топлива при изменении давления на входе в двигатель. Устройство имеет регулирующий орган, с соответствующим ему дросселирующим отверстием, корпус с входной и выходной полостями, между которыми расположен чувствительный элемент в виде сильфона с неподвижным фланцем, закрепленным в корпусе на выходе из устройства и подвижным фланцем, расположенным на входе в устройство. Согласно изобретению сильфон подпружинен пружиной сжатия, а дросселирующее отверстие выполнено в подвижном фланце сильфона и взаимодействует с неподвижно установленным профилированным регулирующим органом. Дополнительно в неподвижном фланце могут быть выполнены одно или несколько дросселирующих отверстий, соединяющих входную и выходную полости. Технический результат - повышение точности поддержания заданного расхода рабочего тела в расширенном диапазоне изменения давления на входе и улучшение динамики выхода двигателя на режим при включении. 1 з.п. ф-лы, 2 ил., 1 табл.
Изобретение относится к электромагнитным двухпозиционным клапанам, а также может быть использовано для привода различных переключателей и импульсных насосов. Клапан с электромагнитным двухпозиционным приводом состоит из запорного органа, корпуса с магнитопроводом, якоря, электромагнитной катушки, двух постоянных магнитов с обращенными друг к другу одноименными полюсами, магнитопроводящей пластины. Постоянные магниты закреплены в корпусе. Якорь расположен между стопами, соединенными магнитопроводящей частью корпуса с одноименными полюсами этих магнитов. Магнитопроводящая пластина выполнена в виде кольца и установлена в корпусе вокруг якоря между другими одноименными полюсами этих постоянных магнитов, разделяя электромагнитную катушку на две части. Технический результат - создание клапана с электромагнитным двухпозиционным приводом с низким энергопотреблением, с малыми габаритами и массой при повышенной надежности, а также снижение трудоемкости при производстве. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.
Изобретение относится к электрореактивным двигателям, использующим электронно-детонационный тип разряда. Двигатель состоит из анода и катода с разрядным промежутком между ними, заполненным жидким рабочим телом в виде пленки. Электроды анод и катод выполнены из магнитомягкого материала, а источник магнитного поля электрически изолирован от электродов магнитопроводами типа феррит. Изобретение позволяет повысить удельные характеристики и кпд двигателя. 1 ил.
Изобретение относится к области клапанных кплотнений, преимущественно к электромагнитным клапанам высокого давления
Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкции двигательных установок космического назначения, а также к конструкции разгонных блоков
Изобретение относится к электрореактивным двигателям импульсного действия на жидких рабочих средах, использующих электронно-детонационный тип разряда
СПОСОБ ОРГАНИЗАЦИИ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА В КАМЕРЕ СГОРАНИЯ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ МАЛОЙ ТЯГИ // 2319853
Изобретение относится к ракетно-космической технике
Изобретение относится к ракетным двигателям реактивных систем управления космических летательных аппаратов
