Патенты автора Пономарев Николай Борисович (RU)
Предлагаемое изобретение относится к ракетной технике, а более конкретно к реактивным двигателям, в основном к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД). Изобретение позволяет увеличить тягу маршевой двигательной установки (ДУ) ракеты-носителя (РН), повысить удельный импульс тяги многокамерной ДУ с ЖРД первой и второй ступеней РН двухступенчатой РН с параллельным расположением ступеней. Способ эжектирования атмосферного воздуха для увеличения тяги маршевой двигательной установки ракеты-носителя включает создание внешнего эжектирующего потока газов из первичных укороченных сопел Лаваля многокамерной двигательной установки с укороченным круглым центральным телом на первой ступени ракеты-носителя и внутреннего эжектирующего потока газов в кольцевую камеру смешения во внутренней полости центрального тела. Подачу внутреннего эжектирующего сверхзвукового потока газов осуществляют из первичных укороченных сопел двигательной установки второй ступени ракеты-носителя, ось симметрии которого совпадает с осью симметрии укороченного центрального тела, а нижнюю кромку первичных укороченных сопел двигательной установки совмещают с входным участком воздухозаборников в межбаковом пространстве у верхней кромки укороченного центрального тела. Компоновка штыревого соплового блока для осуществления способа включает первичные укороченные сопла Лаваля с укороченным центральным телом в хвостовой части первой ступени ракеты-носителя и первичные укороченные сопла Лаваля двигательной установки второй ступени ракеты-носителя с укороченным центральным телом, которая вложена во внутреннюю полость укороченного центрального тела первой ступени ракеты-носителя, ось симметрии которого совпадает с осью симметрии укороченного центрального тела. Нижняя кромка первичных укороченных сопел двигательной установки второй ступени ракеты-носителя совмещена с входным участком воздухозаборников в межбаковом пространстве у верхней кромки укороченного центрального тела на расстоянии от выходного сечения камеры смешения, составляющем размер, равный величине L укороченного до 30% от первичной полной длины спрофилированного центрального тела, где L ≥ 1,4 Dвых, а Dвых - диаметр выходного сечения камеры смешения в донной части укороченного центрального тела. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 8 ил.
Изобретение относится к ракетно-космической технике. Компоновка маршевой многокамерной двигательной установки двухступенчатой ракеты-носителя с составным сопловым блоком, оснащенной ракетными блоками первой и второй ступеней, соединенными и работающими по параллельной схеме, содержащая охлаждаемые камеры жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) первой ступени, расположенные вокруг укороченного центрального тела общего для этих камер штыревого сопла, и камеры сгорания второй ступени, расположенные во внутренней полости этого укороченного центрального тела около их общего круглого тарельчатого сопла, соединенные разъемными узлами силовой связи с разделяемыми ракетными блоками ступеней. Укороченное центральное тело штыревого сопла двигательной установки первой ступени и тарельчатое сопло двигательной установки второй ступени выполнены в виде единого соплового блока, соосного с продольной осью ракетных блоков первой и второй ступеней. Охлаждаемые камеры ЖРД первой ступени ракеты-носителя имеют сопла Лаваля предварительного расширения с круглым минимальным сечением и прямоугольным выходным сечением, наклоненным относительно оси сопла, и собраны в единый кольцевой пакет с жестким соединением между собой боковых выходных кромок соседних сопел Лаваля предварительного расширения, а центральное тело штыревого сопла начинается от нижних, ближайших к оси компоновки выходных кромок этих сопел. Плоскости выходных сечений сопел предварительного расширения расположены перпендикулярно к продольной оси укороченного центрального тела. Огневая поверхность неохлаждаемого укороченного центрального тела, изготовленного из композиционного материала, спрофилирована как продолжение охлаждаемой огневой поверхности сопла предварительного расширения. Изобретение обеспечивает повышение среднего по траектории полета удельного импульса тяги многокамерных двигательных установок первой и второй ступеней ракетоносителя и уменьшение донного сопротивления этих ступеней. 2 з.п. ф-лы, 8 ил.
Группа изобретений относится к устройствам для измерения тепловых потоков, а также к способам установки устройств для измерения теплового потока в стенке камеры сгорания, и может быть использована для измерения тепловых потоков в камерах сгорания двигателей при высоких давлениях и температурах. Устройство для измерения теплового потока в камере сгорания содержит калориметрическое тело с заделанным в него спаем проводов термопары и теплоизолирующее кольцо. Причем калориметрическое тело выполнено в виде цилиндра с торцевым буртиком со стороны, противоположной тепловоспринимающей поверхности цилиндра. При этом провода термопары расположены в керамической трубке, на которую последовательно установлены теплоизолирующее кольцо и металлическая кольцевая заглушка с резьбой на внешней поверхности для поджима теплоизолирующего кольца к торцевому буртику цилиндра. Причем на цилиндр калориметрического тела под торцевым буртиком установлена теплоизолирующая шайба. Предложен также способ установки предлагаемого устройства для измерения теплового потока в стенке камеры сгорания. Технический результат - повышение точности измерения теплового потока от высокотемпературной среды к стенке камеры сгорания при высоких давлениях в камере сгорания. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 1 ил.
СОПЛО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ // 2552020
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании сопел ракетных двигателей, в частности при разработке конструкции сопел жидкостных ракетных двигателей, имеющих радиационно охлаждаемый сопловой насадок. Сопло ракетного двигателя имеет контур в форме аксиально сдвоенного колокола с изломом контурной линии между двумя колокольными формами. Излом контура сопла ракетного двигателя выполнен в виде дуги окружности, начало и конец которой определяется точками ее касания контуров первой и второй колокольных форм. Контур второй колокольной формы спрофилирован по кривой второго порядка с углом наклона к оси симметрии ракетного сопла в точке конца излома контура ракетного сопла, большим, чем увеличенный на 8° угол наклона контура первой колокольной формы к оси симметрии ракетного сопла в точке начала излома контура. Изобретение позволяет снизить температуру стенки концевой части сопла ракетного двигателя при минимальном снижении эффективного удельного импульса тяги. 1 ил.
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании и модернизации маршевых многокамерных двигательных установок (ММДУ)
