Патенты автора Вертаков Николай Михайлович (RU)
Изобретение относится к однокомпонентным жидкостным ракетным двигателям малой тяги. Двигатель содержит камеру разложения топлива 1 с газодинамическим соплом 2, трубку подачи топлива 3 от управляющего клапана 4, закрепленного на монтажной плате 5 с фланцем для подсоединения к космическому аппарату (на чертеже не показан), до входной части камеры разложения 1. Камера разложения 1 с соплом 2 и трубка подачи топлива 3 соосно расположены внутри силового корпуса 6. Входная торцевая часть камеры разложения 1 выполнена в виде втулки 7, на конце которой перпендикулярно оси двигателя расположены три лепестка 8, образующих минимально необходимый радиальный зазор с внутренней поверхностью силового корпуса 6, учитывающий их взаимное термическое расширение. На выходной торцевой поверхности силового корпуса 6 перпендикулярно оси двигателя выполнены три выступа 9, образующих минимально необходимый радиальный зазор с наружной поверхностью камеры разложения 1 в районе сопла 2, учитывающий их взаимное термическое расширение. В силовом корпусе 6 для облегчения конструкции и уменьшения теплового потока к втулке 7 с лепестками 8, а также в направлении к монтажной плате 5, выполнены окна 10. Изобретение обеспечивает механическую прочность трубки подачи топлива и камеры разложения в целом при одновременном повышении удельных характеристиках за счет максимального снижения теплового потока с камеры разложения на трубку подачи топлива и силовой корпус. 3 ил.
Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при создании однокомпонентных жидкостных ракетных двигателей, входящих в состав двигательных установок малой тяги спутников для решения задач орбитального маневрирования.Способ регулирования массового расхода топлива в двигателе осуществляется следующим образом: на клапан 1 двигателя подается и снимается напряжение питания с частотой из диапазона 15-25 Гц, длительность подачи напряжения определяется обеспечением требуемого массового расхода топлива в течение режима работы двигателя, необходимого для выполнения задачи. Также изменение массового расхода топлива в камеру разложения двигателя осуществляют заданием коэффициента заполнения импульсов подачи напряжения на клапан с учетом его динамических характеристик при срабатывании на открытие и закрытие из диапазона
где Кзи - коэффициент заполнения импульсов подачи напряжения на клапан;f - частота импульсов подачи напряжения на клапан;τтр - время трогания якоря клапана;τоткр - время срабатывания клапана при открытии;τотп - время отпускания якоря от стопа магнитопровода клапана;τзакр - время срабатывания клапана при закрытии;
- средний массовый расход топлива на режиме работы двигателя;m - массовый расход топлива через полностью открытый клапан при том же давлении топлива на входе в двигатель, что и на режиме работы двигателя.При подаче каждого импульса напряжения на клапан 1 по капилляру 3 с высокой скоростью в границах внутреннего канала выходной части трубки подачи 2 впрыскивается порция рабочего тела, которая далее поступает в камеру разложения 4. Изобретение позволяет обеспечить возможность регулирования массового расхода топлива (в единицу времени), в том числе предельно малого, в двигатель как при постоянном, так и переменном давлении топлива на входе при одновременном обеспечении устойчивой и эффективной работы двигателя. 5 ил.
Изобретение относится к теплотехнике и может быть, использовано в вакууме для теплоизоляции ракетных двигателей малой тяги, а также может быть использовано в технике низких температур. Экранно-вакуумная теплоизоляция выполнена в виде двухслойного комплекта полос, спирально навитых на цилиндрический внутренний формоустойчивый экран, размещенный над изолируемой поверхностью ракетного двигателя, и цилиндрического наружного формоустойчивого экрана. Двухслойный комплект полос включает в себя основной теплоизолирующий экран и прокладку. В цилиндрическом внутреннем формоустойчивом экране и двухслойном комплекте полос по их центру и перпендикулярно оси симметрии теплоизоляции образованы два сквозных отверстия, в которые вставлены и зафиксированы скруткой скобы. Диаметр сквозных отверстий и диаметр скобы подбирают из условия обеспечения минимально возможного зазора между ними, что позволяет фиксировать слои полос на скобах с практически постоянным зазором между слоями, при этом скобы охватывают кромку цилиндрического внутреннего формоустойчивого экрана и все слои двухслойного комплекта полос со стороны входной части ракетного двигателя. Изобретение позволяет обеспечить высокую теплоизоляционную способность экранно-вакуумной теплоизоляции за счет обеспечения одинаковых зазоров между слоями теплоизолирующего экрана в процессе эксплуатации ракетного двигателя малой тяги. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.
Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при создании однокомпонентных жидкостных ракетных двигателей, входящих в состав двигательных установок малой тяги спутников для решения задач орбитального маневрирования. Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель малой тяги, содержащий камеру разложения топлива с расположенным в ней по оси инжектором с внутренним каналом, на выходном конце которого выполнены места впрыска, и сопло, при этом камера разложения выполнена в виде входной сферообразной части, заполненной гранулированным катализатором, и выходной цилиндрической части, длина которой меньше диаметра, а диаметр меньше диаметра входной сферообразной части камеры разложения, с размещенным в ней пористым каталитическим брикетом, при этом длина инжектора составляет около 1/2 диаметра сферообразной части камеры разложения топлива. На выходном конце инжектора установлена торцевая заглушка, исполненная в виде двух цилиндров разных диаметров, и выполнены сквозные продольные пазы и заглубление, причем цилиндр заглушки с меньшим диаметром входит в заглубление с образованием зазора между его торцевой поверхностью и заглублением. Изобретение обеспечивает повышение эффективности разложения топлива и связанное с этим повышение расходонапряженности камеры разложения и ресурсоспособности двигателя в целом. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.
Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при создании однокомпонентных жидкостных ракетных двигателей. Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель малой тяги содержит трубку подачи топлива 1, инжектор 2 в днище камеры разложения 3, сопло 4. В камере разложения топлива 3 размещен каталитический пакет 5, состоящий из брикетов, выполненных из пористого тугоплавкого металлического материала. Между брикетами каталитического пакета 5 размещены чередующиеся непроницаемые отражательные элементы. По первому варианту исполнения двигателя после первого по потоку топлива брикета размещен отражательный элемент в виде установленного по центру камеры диска 6, площадь которого составляет (10-25)% от площади поперечного сечения камеры разложения, а за вторым по потоку топлива брикетом установлен отражательный элемент в виде кольцевой шайбы 7. По второму варианту исполнения двигателя отражательный элемент, установленный после первого по потоку топлива брикета, выполнен в виде треугольникообразной фигуры 8, площадь которой составляет (25-35)% от площади поперечного сечения камеры разложения, причем каждый последующий отражательный элемент в виде треугольникообразной фигуры 8 повернут на 60° относительно предыдущего аналогичного элемента. Изобретение обеспечивает повышение предельной расходонапряженности камеры разложения за счет повышения эффективности работы двигателя при запуске и увеличения удельного импульса тяги двигателя в целом. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 5 ил.
Изобретение относится к космической технике, в частности к однокомпонентным жидкостным ракетным двигателям, входящим в состав двигательных установок малой тяги спутников для решения задач орбитального маневрирования. Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель малой тяги содержит камеру разложения топлива 1 с газодинамическим соплом 2, трубку подачи топлива 3 от управляющего клапана 4, закрепленного на монтажной плате 5, до входной части камеры разложения 1. Камера разложения 1 с соплом 2 и трубка подачи топлива 3 соосно расположены внутри силового корпуса 6, жестко закрепленного на монтажной плате 5. Входная торцевая поверхность камеры разложения 1 неразъемно соединена с опорной втулкой трехлепестковой формы 7, имеющей хвостовую цилиндрическую часть 8, при этом трубка подачи топлива 3 соосно расположена внутри опорной втулки с зазором. Элементы фиксации положения камеры разложения, расположенные на уровне входа трубки подачи топлива 3 в камеру разложения 1 и на уровне выходной части сопла 2, выполнены в виде двух групп установочных винтов 10 и 11, по три в каждой группе. Головки установочных винтов 10, 11 входят в резьбовые соединения с силовым корпусом 6 и радиально направлены к оси двигателя. Концы установочных винтов 10 проходят через направляющие отверстия в промежуточном кольце 12, соприкасаются с наружной поверхностью хвостовой цилиндрической части 8. Промежуточное кольцо 12 с зазором фиксируется установочными винтами 10 в подвешенном состоянии над цилиндрической хвостовой частью 8. Концы установочных винтов 11 упираются в проточку 13, выполненную на наружной поверхности опорного кольца 14. Опорное кольцо 14 размещено на наружной цилиндрической поверхности сопла 2 в его выходной части. На внутренней поверхности опорного кольца 14 выполнен буртик 15, обеспечивающий контакт минимальной площади опорного кольца 14 с наружной поверхностью сопла 2 на всех этапах функционирования двигателя. В силовом корпусе 6 выполнены окна 16, при этом в местах расположения резьбовых отверстий под установочные винты 10 выполнены приливы 17. Изобретение обеспечивает механическую прочность трубки подачи топлива и камеры разложения в целом при одновременном максимальном снижении теплового потока с камеры разложения на трубку подачи топлива и силовой корпус. 5 з.п. ф-лы, 4 ил.
УЗЕЛ ПОДАЧИ ТОПЛИВА В КАМЕРУ РАЗЛОЖЕНИЯ ОДНОКОМПОНЕНТНОГО ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ МАЛОЙ ТЯГИ // 2704521
Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при создании однокомпонентных жидкостных ракетных двигателей, входящих в состав двигательных установок малой тяги спутников. Узел подачи топлива в камеру разложения однокомпонентного жидкостного ракетного двигателя малой тяги содержит управляющий клапан 1, опорную трубку 2, герметично соединяющую клапан 1 с камерой разложения 3 с размещенным внутри нее катализатором 4, капиллярную трубку 5 и ограничитель радиального смещения 6 капиллярной трубки 5. Капиллярная трубка 5 соосно размещена внутри опорной трубки 2 и консольно закреплена на выходе управляющего клапана 1 посредством втулки 7. Ограничитель радиального смещения 6 установлен с зазором между капиллярной 5 и опорной 2 трубками, обеспечивая их достаточную соосность, и выполнен в виде цилиндрической спирали из металлической проволоки, концы которой закреплены на капиллярной трубке 5. Расстояние «l1» от выходной торцевой поверхности капиллярной трубки 5 до камеры разложения 3 подбирается из условия обеспечения работоспособности двигателя с относительно малыми тягами в эксплуатационных условиях его применения и на всех возможных режимах работы двигателя и составляет (0,7-0,8) от длины «L» опорной трубки 2 от выходной части управляющего клапана 1 до торцевой поверхности камеры разложения 3. Изобретение обеспечивает исключение эффекта «теплового запирания» в узле подачи топлива при функционировании двигателя с относительно малым расходом топлива и особенно в импульсных режимах работы и, как следствие, обеспечение стабильности импульсов тяги, а также исключение критических по амплитуде забросов давления при включении двигателя. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.
Изобретение относится к области металлургии и может быть использовано для изготовления деталей, работающих при высоких температурах и в агрессивных средах. Для увеличения прочностных характеристик сплава, обеспечивающих повышение эксплуатационных свойств, а именно длительную прочность, сплав на основе хрома содержит никель, вольфрам, ванадий, титан при следующем соотношении компонентов, мас.%: никель 25-29, вольфрам 5-10, ванадий 0,1-0,4, титан 0,05-0,3; кислород не более 0,08, азот не более 0,04, кремний не более 0,1, алюминий не более 0,06, железо не более 0,5, хром остальное. 1 ил., 3 табл.
Изобретение относится к области испытаний блоков хранения и подачи топлива на основе сильфонных баков и может быть использовано при отработке блоков хранения и подачи топлива на механические воздействия
Изобретение относится к выведению космического аппарата (КА) на заданную, в частности геостационарную, орбиту
