Патенты автора Володин Валерий Дмитриевич (RU)
СТЕНД ГИДРАВЛИЧЕСКОГО КАНАЛА СВЯЗИ // 2778813
Изобретение относится к устройствам для имитации гидравлического канала передачи данных при строительстве скважин, считывания показаний с измерительных приборов и передачи по запросу показаний в сеть сбора данных и может быть применено для настройки, проведения исследований на этапе проектирования, отладки до спуска в скважину и отработки полученных результатов. Стенд гидравлического канала связи содержит источник питания, подключенный к блоку датчиков, подключенных к модулятору через блок преобразователей сигналов. Блок формирователя/обработчика сигналов управления и интерфейса соединен с блоком преобразователей сигналов, выполненного с возможностью синтезирования информационного пакета, эмулирования командного сигнала от устья скважины и синтезирования шумового сигнала, накладываемого на полезный сигнал, связанный через драйвер «токовой петли» с формирователем сигналов давления в монифольде и формирователем канала связи. Блок датчиков наземного оборудования связан шлейфом с блоком формирователя/обработчика сигналов управления и интерфейса с возможностью эмулирования входящего канала связи от забоя к устью скважины. Драйвер обмена данными с блоком инклинометрии выполнен с возможностью отладки системы управления буровым инструментом. Для имитации гидравлического канала связи в исходный сигнал, поступающий на вход буферного усилителя, после его прохождения через аттенюатор, подмешивается шумовой программируемый сигнал с генератора шума, проходящий через преобразователь «напряжение-ток» на выход. Затем шумовой сигнал по интерфейсу «токовая петля 4-20мА» подается на центральное процессорное устройство физического уровня, выполненное с возможностью восстановления до исходного состояния с помощью алгоритмов помехоустойчивого кодирования. Достигается технический результат – повышение качества поступающей информации от забойной телеметрической системы на устье скважины и, как следствие, точность проводки по сложному профилю. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для управления движением жидкостной ракеты космического назначения (РКН). После команды на выключение маршевого двигателя (МД) отработавшей ступени переводят МД на режим пониженной тяги и окончательно выключают МД, управляют движением ракеты по крену с помощью двух пар газовых сопел, осуществляют прогноз момента времени окончательного выключения МД, включают одну из пар газовых сопел до спрогнозированного момента времени окончательного выключения МД для создания управляющего момента по крену, выключают пару газовых сопел в спрогнозированный момент времени, при этом величину промежутка времени работы пары газовых сопел определяют перед началом полета в зависимости от момента инерции вращающейся части турбонасосного агрегата с учетом присоединенной массы компонентов топлива относительно оси вращения, абсолютной величины момента по крену, создаваемого каждой парой газовых сопел при их включении, абсолютной величины угловой скорости вращения ротора турбонасосного агрегата на режиме пониженной тяги, угла между осью вращения ротора турбонасосного агрегата и продольной осью ракеты. Изобретение позволяет повысить безопасность полёта РКН. 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 в ракетах космического назначения (РКН) с многодвигательной первой ступенью
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в ракетах космического назначения (РКН) пакетной схемы
Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к ракетам космического назначения (РКН)
СПОСОБ ЗАЩИТЫ СТАРТОВЫХ СООРУЖЕНИЙ ОТ ГАЗОДИНАМИЧЕСКОГО ВОЗДЕЙСТВИЯ СТРУЙ ДВИГАТЕЛЕЙ РАКЕТЫ // 2407680
Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к ракетам космического назначения
