Патенты автора Прохоров Александр Николаевич (RU)

Изобретение относится к области промышленной аэродинамики и может быть использовано для проведения аэродинамических испытаний авиационной и ракетной техники. Установка содержит испытательную камеру с высокоскоростным аэродинамическим соплом, источник сжатого воздуха с магистралью высокого давления, рекуперативный теплообменник для нагрева сжатого воздуха, имеющий полый корпус с входным и выходным каналами полости корпуса, входным воздушным коллектором, подключенным к магистрали высокого давления, и выходным воздушным коллектором, сообщенным со входом аэродинамического сопла, регулятор расхода воздуха, установленный в магистрали высокого давления и подключенный к системе автоматического управления, огневую камеру с топливными форсунками, каналом подвода сжатого воздуха и системой зажигания, подключенную каналом подвода сжатого воздуха через дополнительный регулятор расхода воздуха к источнику давления воздуха, а выходом сообщенную с входным каналом полости корпуса рекуперативного теплообменника, систему подачи топлива с регулятором расхода топлива, подключенную к топливным форсункам, и утилизатор тепла, связанный с выходным каналом полого корпуса рекуперативного теплообменника. Также она снабжена источником высокого давления нейтрального газа, подогревателем топлива, установленным в системе подачи топлива, акустическим генератором, установленным в полости корпуса рекуперативного теплообменника, и прямоточным реометром, выполненным в виде герметичной измерительной емкости с датчиком уровня, имеющей калиброванное отверстие с запорным элементом, расположенное в днище измерительной емкости. Причем сверхзвуковое аэродинамическое сопло выполнено с регулируемой площадью критического сечения. Технический результат заключается в расширении функциональных возможностей установки. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к испытаниям авиационной и ракетной техники. Установка для газодинамических испытаний содержит испытательную камеру (1) и генератор (7) газового потока. В генераторе (7) газового потока установлен эжектор (25), имеющий канал (26) активной среды первой ступени со сверхзвуковым соплом (27) и камерой (28) смешения первой ступени, подключенный входом (8) к магистрали (4) высокого давления. Концентрично каналу (26) расположен кольцевой коллектор (29) пассивной среды, подключенный входом к системе (14) подачи кислорода, а кольцевым каналом (30) пассивной среды к камере (28) смешения первой ступени. Кольцевой коллектор (31) и кольцевой канал (32) активной среды второй ступени расположены концентрично кольцевому каналу (30) пассивной среды. Кольцевой канал (32) сообщен с камерой (33) смешения второй ступени, кольцевой коллектор (31) второй ступени подключен входом к системе (16) подачи топлива. В кольцевом канале (32) активной среды второй ступени установлено сверхзвуковое сопло (34), камера (33) смешения второй ступени сообщена с камерой сгорания (11). Достигается обеспечение равномерного распределения частиц кислорода и топлива в потоке сжатого воздуха, подаваемого в камеру сгорания. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к авиационной технике и ракетно-космической технике, а именно к разработке высокоскоростных летательных аппаратов с интегрированной силовой установкой на водородном топливе. Способ определения коэффициента полноты сгорания топлива в прямоточном воздушно-реактивном двигателе, в котором модель двигателя жестко соединяют с горизонтальной тягоизмерительной платформой. Платформу устанавливают на поперечные упругие опоры и соединяют с датчиком силы. После этого подают воздух на вход в камеру сгорания. Измеряют усилие на датчике силы. Потом в камеру сгорания подают топливо. Воспламеняют полученную топливную смесь и в процессе горения смеси измеряют усилие на датчике силы и статическое давление в выходном сечении модели. Измеряют физические величины во время испытания. Затем вычисляют коэффициент полноты сгорания топливной смеси путем решения системы уравнений, удовлетворяющей закону сохранения массы, импульса и энергии, которая составляется для выходного сечения сопла. Изобретение обеспечивает возможность определения коэффициента полноты сгорания топлива со сверхзвуковой скоростью течения газов в камере сгорания модели двигателя, обтекаемой свободным воздушным потоком, а также повышение точности определения параметров при натурных измерениях и испытаниях модели двигателя. 1 ил.

Группа изобретений относится к области машиностроения. Между вибрирующим основанием и объектом виброзащиты размещают виброизолирующий механизм. Способ осуществляют путем регулирования и минимизации суммарной жесткости основного упругого элемента и дополнительного упругого элемента знакопеременной жесткости за счет деформирования дополнительного упругого элемента в закритической области «в большом». После чего нагружают виброизолирующую систему в направлении движения. Далее регулируют протяженность рабочего хода механизма, удерживая величину суммарной жесткости в заданном диапазоне минимумов. Виброизолирующий механизм включает направляющее устройство, содержащее подвижно взаимосвязанные входной, выходной и промежуточный жесткие элементы, основной упругий элемент и дополнительный упругий элемент знакопеременной жесткости. Механизм дополнительно снабжен устройством регулирования жесткости при закритическом деформировании «в большом» и величины рабочего хода дополнительного упругого элемента. Дополнительный упругий элемент выполнен в виде пакета взаимосвязанных тонкостенных элементов из композитного материала. Достигается повышение эффективности виброизоляции в диапазоне инфрачастот без увеличения размеров рабочего пространства системы. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 15 ил.

Изобретение относится к области медицины, а именно к онкологии. Для лечения злокачественных опухолей проводят системное воздействие на организм экспериментального животного физическим фактором. Лечение начинают на пятые сутки с момента инокуляции опухолевых клеток. В качестве физического фактора используют гипобарию, при давлении в барокамере 0.5 атм в течение одного часа на протяжении 5 суток. До проведения каждого сеанса гипобарии вводят Метотрексат, внутрибрюшинно в дозе 0,5 мг в сутки. Способ позволяет получить выраженный лечебный эффект при снижении метастазирования. 3 ил.

Изобретение относится к области промышленной аэродинамики и может быть использовано для проведения газодинамических испытаний авиационной и ракетной техники. Устройство содержит испытательную камеру с аэродинамическим соплом, источник сжатого воздуха с магистралью высокого давления, систему регулирования подачи сжатого воздуха с регулируемыми клапанами, датчиками давления, датчиком температуры и регулятором расхода воздуха, установленным в магистрали высокого давления, газовый генератор со смесительным ресивером, топливными форсунками и системой зажигания, подключенный входом к магистрали высокого давления, а выходом - к входу аэродинамического сопла испытательной камеры, систему подачи топлива, подключенную к топливным форсункам и имеющую регулятор расхода топлива, и систему подачи кислорода, подключенную к смесительному ресиверу и имеющую регулятор расхода кислорода. Также оно снабжено источником постоянного давления нейтрального газа, регуляторы расхода топлива и кислорода выполнены в виде управляемых редукционных клапанов, полость управления каждого из которых подключена к источнику постоянного давления нейтрального газа через дополнительные пневморедуктор, регулируемый клапан и ресивер, связанный с атмосферой через дополнительные управляемые клапаны. Технический результат заключается в повышении точности регулирования всех компонентов, подаваемых в генератор газа, и обеспечение взрывобезопасности работы устройства. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области гиперзвуковых летательных аппаратов, а именно к высокоскоростным прямоточным воздушно-реактивным двигателям. Сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель с пульсирующим режимом запуска содержит сверхзвуковой воздухозаборник, изолятор, сверхзвуковую камеру сгорания, состоящую из участка постоянного сечения и расположенных за ним нескольких участков переменного сечения, сверхзвуковое сопло, несколько поясов подачи топлива. Первый пояс подачи топлива расположен в начале участка постоянного сечения, последующие - на участках переменного сечения камеры сгорания. Генератор теплогазодинамических импульсов инициирования пульсирующего режима горения установлен в конце участка постоянного сечения, и выполнен в виде малоразмерной камеры сгорания с автономным пульсирующим режимом горения, параметры которого обеспечивают преддетонационный режим горения на данном участке камеры сгорания. Изобретение направлено на повышение эффективности работы двигателя. 2 н.п. ф-лы. 1 ил.

Изобретение относится к средствам управления высокотемпературными печами сопротивления. Технический результат – повышение надежности работы печи. Устройство содержит нагревательный элемент, подключенный к выходу источника питания со входом задания напряжения источника питания, подключенным к выходу регулирующего блока, вход которого подключен к выходу блока сравнения. Вход блока сравнения соединен с выходом блока задания температуры. Устройство также снабжено датчиками тока и активной мощности нагревательного элемента, последовательно включенными в контур нагревательного элемента, блоком вычисления сопротивления нагревательного элемента, блоком вычисления температуры нагревательного элемента и блоком введения поправки на износ нагревательного элемента. 1 ил.

Изобретение относится к области аэрокосмической техники и может быть использовано для подачи горючего в высокоскоростной поток воздуха в перспективных прямоточных воздушно-реактивных двигателях внутриатмосферных летательных аппаратов. Блиск охлаждаемых пилонов подачи горючего в высокоэнтальпийный воздушный поток внутри камеры сгорания с круглым поперечным сечением. Причём в каждом пилоне выполнены по три заглушенных с одной стороны канала, открытые концы двух из этих каналов закрыты заглушками, каналы соединены отверстиями, а в центральном канале расположена заслонка с несколькими отверстиями. Изобретение позволяет исключить возможность прогара пилонов при высоких тепловых нагрузках, тем самым повысить надежность блиска подачи горючего, а также позволяет расширить режимный диапазон по расходу горючего при практически неизменном перепаде давления на форсунках для улучшения эффективности горения смеси горючего с воздухом. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области получения топографической информации о рельефе земной поверхности по данным аэрофотосъемки и лазерного сканирования местности с борта воздушного судна, в частности к мониторингу участков трассы магистрального нефтепровода (МН) для выявления признаков экзогенных геологических процессов (ЭГП) и фиксации их границ. В способе построения карты ЭГП местности вдоль трассы МН выполняют цифровую аэрофотосъемку и воздушное лазерное сканирование. Одновременно осуществляют сбор и запись навигационных данных для формирования и записи координат точек траектории полета. Затем выполняют обработку данных воздушного лазерного сканирования и навигационных данных. Получают облако точек лазерных отражений и на основании их автоматизированной классификации с интерактивной коррекцией результатов строят цифровую модель рельефа (ЦМР) местности. По данным ЦМР формируют в блоке построения производных поверхностей углов наклонов карту уклонов местности. Одновременно с построением ЦМР проводят обработку данных цифровой аэрофотосъемки. С использованием результатов построения цифровой модели рельефа, карты уклонов и ортофотоплана местности осуществляют выявление и формирование карты ЭГП, протекающих на местности вдоль трассы МН. Техническим результатом изобретения является повышение точности выявления и определения ЭПГ при сокращении трудоемкости и сроков проведения обследований. 1 ил., 1 табл.

Изобретение относится к аэрокосмическим двигателям. Детонационно-дефлаграционный пульсирующий прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит сверхзвуковой воздухозаборник, систему непрерывной подачи топлива, решеточный пластинчатый гаситель детонационных волн, расположенный так, что в него поступает хорошо перемешанная горючая смесь, камеру сгорания и выхлопное сопло. Сверхзвуковой воздухозаборник тормозит набегающий высокоскоростной сверхзвуковой поток воздуха до чисел Маха М=3-4. Решеточный пластинчатый гаситель содержит одну или более пластин, расположенных вдоль оси проточного тракта двигателя. Поперечный размер каждого канала, образованного пластинами гасителя, меньше, чем поперечный размер ячеек образующейся при горении детонационной волны, движущейся против потока и набегающей на тот же гаситель, что останавливает и гасит распространение детонационной волны при попадании в узкие каналы гасителя, а ударные волны, возникающие при погасании детонационной волны, сверхзвуковым потоком выносит из каналов в камеру сгорания, препятствуя разрушению ими течения набегающего потока и ограничивая движение детонационных и ударных волн частью гасителя и камерой сгорания, обеспечивая переход горения дефлаграции в детонацию, в результате чего организуется непрерывное нестационарное горение в динамически пульсирующих (возникающих и гаснущих) детонационных волнах и фронтах медленного горения. Технический результат - увеличение тяги и расширение диапазона скоростей полета до чисел Маха М=5-8 при уменьшении теплонапряженности тракта двигателя по сравнению с прямоточным воздушно-реактивным двигателем и прямоточным воздушно-реактивным двигателем со сверхзвуковым горением. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Способ сжигания топливовоздушной смеси для создания реактивной тяги в прямоточном воздушно-реактивном двигателе со спиновой детонационной волной заключается в том, что набегающий высокоскоростной поток тормозят до чисел Маха в диапазоне от 3 до 4 в сверхзвуковом двухступенчатом воздухозаборнике с затупленным центральным телом. Далее подают в поток топливо, закручивают образующийся топливовоздушный поток хорошо перемешанной горючей смеси, тормозят до дозвуковой осевой компоненты скорости, инициируют воспламенение закрученной хорошо перемешанной топливовоздушной смеси и сжигают в спиновой детонационной волне. Детонационные и ударные волны, распространяющиеся против потока, гасят набегающим сверхзвуковым потоком топливовоздушной смеси. Образующиеся при сжигании продукты сгорания направляют на создание реактивной тяги двигателя. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель со спиновой детонационной волной для высокоскоростных полетов содержит сверхзвуковой двухступенчатый воздухозаборник с затупленным центральным телом, систему слива энтропийного и пограничных слоев, топливные пилоны с соплами для подачи топлива в набегающий воздушный поток, венцы которых выполнены и расположены так, что продолжают торможение и закручивают образующийся топливовоздушный поток, кольцевой решеточный гаситель детонационных и ударных волн, осесимметричное кольцевое сопло, имеющее расширяющуюся внешнюю обечайку и центральное тело с донным срезом. Кольцевой решеточный гаситель детонационных и ударных волн содержит кольцевые решетчатые перегородки, образующие каналы, для торможения и поворота топливовоздушного потока до дозвуковой осевой компоненты скорости с сохранением сверхзвуковой скорости в каналах гасителя. На выходе гасителя расположена кольцевая детонационная камера сгорания, начальный внутренний радиус которой меньше внутреннего радиуса колец гасителя. На выходе камеры сгорания расположена кольцевая решетка, спрямляющая выходящий поток. Изобретение направлено на интенсификацию скорости химических реакций горения и энерговыделения за счет спинового детонационного горения хорошо перемешанной топливовоздушной смеси. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Способ организации детонационно-дефлаграционного горения в воздушно-реактивном двигателе для высоких скоростей полета заключается в том, что набегающий высокоскоростной сверхзвуковой поток воздуха тормозят в криволинейном пространстве воздухозаборника, по мере продвижения, в зоне образования скорости, меньшей, чем скорость детонационной волны, возникающей при горении, но большей, чем скорость ударной волны, возникающей при гашении детонационной волны. Через топливные сопла непрерывно подают топливо, смешивают его с воздухом и создают непрерывный поток горючей смеси, имеющей зону недостаточного смешения в зоне топливных сопел и зону хорошо перемешанной горючей смеси, расположенную ниже по течению потока. Воспламеняют хорошо перемешанную горючую смесь. Образующуюся при этом детонационную волну, движущуюся против потока, гасят в зоне недостаточного смешения с образованием ударной волны и очагов дефлаграционного горения, сносимых потоком вниз по течению. Воспламеняют хорошо перемешанную горючую смесь указанными очагами дефлаграционного горения, и инициируют новую детонационную волну, распространяющуюся против потока, реализуя тем самым переход от дефлаграционного горения к детонационному. В результате обеспечивается процесс детонационно-дефлаграционного горения с частотой пульсаций, определяемой скоростями детонационной волны и сверхзвукового потока. Изобретение направлено на упрощение конструкции и функционирование пульсаций детонационной волны без механических или газодинамических клапанов при непрерывной подаче топлива. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к акустической теплотехнике. Газодинамический воспламенитель содержит форкамеру с выходным отверстием, ускоритель с соплом, акустический резонатор и магистрали с регулирующими клапанами подвода окислителя и горючего к ускорителю. Ускоритель с соплом и акустический резонатор размещены в форкамере соосно и напротив друг друга с поперечным зазором. Воспламенитель также содержит камеру дожигания с головкой на входе и соплом на выходе, установленную на одной оси последовательно за ускорителем и форкамерой и соединенную с ними гидравлически. Выходное отверстие форкамеры выполнено в виде центрального сквозного отверстия в головке и сообщается с проточным трактом через сопло камеры дожигания. Головка снабжена кольцевым коллектором с форсунками, обращенными в сторону сопла камеры. Магистраль горючего после регулирующего клапана на входе сообщается с ускорителем и дополнительно с кольцевым коллектором головки через пневматические регулирующие клапаны. Полость форкамеры соединяется магистралью подвода газа с пневматическим регулирующим клапаном в магистрали подвода горючего к ускорителю. Полость проточного тракта соединяется магистралью подвода газа с пневматическим регулирующим клапаном в магистрали подвода горючего к кольцевому коллектору головки камеры дожигания. Изобретение позволяет повысить надежность воспламенения топливной смеси, исключить возможность прогара воспламенителя за счет перегрева конструкции, сократить время задержки воспламенения топливной смеси, расширить номенклатуру воспламеняемых газообразных компонентов и повысить надежность работы воспламенителя. 3 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение может быть использовано в космической и оборонной отрасли. Способ воспламенения топливной смеси заключается в том, что в камеру сгорания двигателя подают высокоскоростной поток воздуха, обеспечивают торможение потока, образуют в камере сгорания топливную смесь и воспламеняют ее. Так же обеспечивают торможение потока топливной смеси. Торможение осуществляют до дозвуковых чисел Маха посредством сужения камеры сгорания. Воспламенение топливной смеси осуществляют за счет обеспечения времени пребывания топливной смеси в камере сгорания больше времени индукции в реакции окисления горючего. Время пребывания топливной смеси в камере сгорания задают согласно защищаемых изобретением соотношений. Сужение камеры сгорания обеспечивают постепенным или местным уменьшением площади ее поперечного сечения. Изобретение направлено на упрощение процесса воспламенения топливовоздушной смеси при одновременном повышении надежности воспламенения, увеличении полноты сгорания топлива. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение может быть использовано в космической и оборонной отрасли. Высокоскоростной прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД) содержит последовательно расположенные воздухозаборное устройство, камеру сгорания (КС) и выходное сопло. В КС размещены форсунки подачи горючего с возможностью образования топливовоздушной смеси. Площадь входного сечения камеры сгорания выполнена больше площади ее выходного сечения, при этом площадь выходного сечения камеры сгорания определяется с учетом температуры воспламенения топливовоздушной смеси. Геометрические параметры КС определяются с учетом приведенных в тексте описания соотношений. Превышение площади входного сечения КС над площадью ее выходного сечения может быть обеспечено образованием местного сужения в зоне последнего или постепенным сужением КС по потоку. Технический результат заключается в повышении надежности и эффективности воспламенения, увеличении полноты и стабильности сгорания топлива, а также увеличении тяги и экономичности двигателя, надежности его запуска и снижении стоимости изготовления двигателя за счет кардинального упрощения конструкции и технологии изготовления. 5 з.п. ф-лы, 2 ил.

Способ определения полноты сгорания топливной смеси в камере сгорания сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя заключается в том, что двигатель жестко соединяют с горизонтальной мерительной платформой, платформу устанавливают на поперечные упругие опоры и соединяют с датчиком силы. Датчик силы тарируют грузом заданной массы и измеряют усилие на датчике силы. После этого подают холодный воздух на вход в камеру сгорания и измеряют усилие на датчике силы. Потом дополнительно подают в камеру сгорания топливо, воспламеняют образовавшуюся топливную смесь и в процессе горения смеси измеряют усилие на датчике силы, затем вычисляют полноту сгорания топливной смеси по соотношению, защищаемому настоящим изобретением. Изобретение позволяет повысить точность, надежность и упростить определения полноты сгорания топливной смеси в камере сгорания сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя. 1 ил.

Изобретение относится к устройствам и способам для получения воздушного потока с заданными параметрами при стендовых испытаниях и может быть использовано для нагрева текучих сред, в частности, в аэродинамических трубах
Изобретение относится к области обработки металлов давлением и касается получения пластин для теплообменников из высокопрочных металлических материалов посредством горячей прокатки

Изобретение относится к области энергетики

Изобретение относится к химической технологии неорганических материалов, а именно к технологии получения ультрадисперсных порошков карбонатов

Изобретение относится к области аэродинамических испытаний для измерения аэродинамических сил, действующих на уменьшенную в масштабе модель летательного аппарата в аэродинамической трубе в процессе экспериментального определения летно-технических и тягово-экономических характеристик летательных аппаратов

 


Наверх