Патенты автора Азовская Марина Дмитриевна (RU)
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях жидкостных ракетных двигателей, выполненных по схеме без дожигания в камере. Изобретение направлено на уменьшение потерь удельного импульса двигателя, связанных с приводом ТНА. Результат обеспечивается повышением удельного импульса сопла выхлопной системы ТНА за счет дожигания рабочего тела турбины ТНА - газа с избытком горючего окислителем, подаваемым в газовод выхлопной системы с выхлопным соплом. Для этого в газовод 4 встроены форсунки 5, сообщенные с напорной магистралью окислителя 6, трубопроводом 7; газовод 4 и сопло 8 выполнены охлаждаемыми, для чего тракт охлаждения 10 сообщен трубопроводами 9, включающими дроссельную шайбу 11, с напорной магистралью горючего на входе и выходе тракта охлаждения камеры 1. 1 ил.
МНОГОКАМЕРНЫЙ ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ // 2765670
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях многокамерных ракетных двигателей с охлаждением камер жидким криогенным компонентом топлива. Многокамерный жидкостный ракетный двигатель (ЖРД), включающий камеры сгорания, охлаждаемые криогенным компонентом топлива с изменением его фазового состояния в трактах охлаждения, турбонасосный агрегат, обеспечивающий подачу компонентов топлив к камерам, магистрали, подводящие компонент топлива - охладитель с выхода насоса турбонасосного агрегата на входы в тракты охлаждения камер, согласно изобретению в каждую магистраль, подводящую компонент – охладитель, включен компенсатор отклонения расхода охладителя в виде подпружиненного дросселирующего элемента, изменяющего под воздействием скоростного напора потока охладителя и перепада давления на нем площадь проходного сечения магистрали противоположно изменению скоростного напора и перепада давления на дросселирующем элементе. Изобретение обеспечивает повышение работоспособности камер многокамерного двигателя и повышение энергомассовых характеристик ракетной ступени ЖРД на криогенных компонентах топлива. 1 ил.
Изобретение относится к ракетной технике. Жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) с электронасосной системой подачи низкокипящих компонентов топлива, включающий регенеративно охлаждаемую камеру сгорания, электронасосные агрегаты для подачи компонентов топлива в камеру, блок питания электронасосных агрегатов на основе аккумуляторных батарей, при этом в состав двигателя включен турбоэлектрогенератор, вход в турбину которого сообщен с магистралью выхода из тракта охлаждения камеры газифицированного в нем низкокипящего компонента топлива; выход из турбины сообщен с магистралью входа этого компонента топлива в полость форсуночной головки камеры, а клеммы электрогенератора связаны кабелем через преобразователь в виде зарядного устройства и автоматический прерыватель электрической цепи с клеммами блока питания электроприводов насосов. Изобретение обеспечивает улучшение массовых характеристик двигателя с электронасосной системой подачи низкокипящих компонентов топлива за счет снижения количества и массы аккумуляторных батарей в блоке питания электронасосных агрегатов. 1 ил.
Жидкостный ракетный двигатель // 2757146
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в конструкции жидкостного ракетного двигателя с турбонасосной системой подачи топлива, выполненного по схеме без дожигания, с радиационно-охлаждаемым насадком сопла камеры. Жидкостный ракетный двигатель, выполненный по схеме без дожигания, в состав которого входят турбонасосный агрегат (ТНА) 3, газогенератор 4, газовод 5 выхлопного тракта турбины ТНА 3, камера сгорания 1 с радиационно-охлаждаемым насадком (РОН) сопла 2, охлаждаемым выхлопным газом турбины, вход в тракт охлаждения которого сообщен через коллектор 6 с газоводом 5, а выход - с кольцевым сверхзвуковым соплом 8, выполненным вокруг РОН 2, в газовод 5 перед коллектором тракта охлаждения 6 РОН встроен центробежный сепаратор 9 в виде вихревой камеры с тангенциальным входом 10 и двумя выходами 11, 12, один из которых с отбором газа из центральной зоны вихревой камеры направлен по направлению тяги двигателя к коллектору 6 тракта охлаждения РОН, а другой при отборе с периферии вихревой камеры против направления тяги двигателя - к соплу сброса 13 отсепарированной твердой фазы. Изобретение обеспечивает повышение надежности и эффективности охлаждения РОН двигателя. 2 ил.
Энергоустановка содержит электрогенератор (ЭГ) (1), кинематически связанный с турбокомпрессором (ТК) (2) со стороны входа в компрессор, источник тепла (4), регенератор тепла (5), теплообменник-холодильник (6) системы отвода низкопотенциального тепла из рабочего контура жидким теплоносителем, магистраль (16) с теплообменником (18) в ее составе, отводящая газообразное рабочее тело охлаждения ротора из полости ЭГ (1) со стороны, противоположной расположению ТК (2). Магистраль (16) сообщена с полостью ЭГ (1) со стороны ТК (2), образуя замкнутый автономный контур охлаждения ротора ЭГ (1). В контур включены вентилятор (17) с электроприводом, нормально-закрытый дренажный электроклапан (19), датчик (20) давления в полости ЭГ (1). Между компрессором и ЭГ (1) выполнен гидрозатвор в виде двухстороннего импеллера с двумя крыльчатками (10, 11), разделенными диском (12). Общий канал (А) крыльчаток (10, 11) сообщен трубопроводом (8), включающим отсечной клапан (9) с выходом электронасоса (7), вход в который сообщен с магистралью подвода жидкого теплоносителя в теплообменник-холодильник (6). Канал (А) сообщен трубопроводом (13), включающим дроссельную шайбу (14) и обратный клапан (15), с магистралью отвода жидкого теплоносителя из теплообменника-холодильника (6). Изобретение направлено на повышение эффективности энергоустановки, ее коэффициента полезного действия за счет уменьшения потерь мощности на трение ротора электрогенератора с газом, охлаждающим ротор путем снижения давления газообразного рабочего тела энергоустановки, используемого для охлаждения ротора электрогенератора на установившемся режиме работы при достаточном охлаждении ротора. 2 ил.
Жидкостный ракетный двигатель // 2757145
Изобретение относится к ракетной технике. Жидкостный ракетный двигатель включает бустерные насосные агрегаты, турбонасосный агрегат, камеру и газогенератор, при этом в состав двигателя включена автономная аккумуляторная батарея, приводы бустерных насосов выполнены в виде синхронных электродвигателей, а в конструкцию ТНА встроен синхронный электрогенератор с ротором на валу и статором в корпусе ТНА, причем клеммы электродвигателей и электрогенератора коммутированы с клеммами аккумуляторной батареи через преобразователь электрического напряжения постоянного тока в фазные напряжения переменного тока, обеспечивающий также функцию обратного преобразования. Изобретение обеспечивает повышение удельного импульса ЖРД с бустерными насосными агрегатами. 1 ил.
Изобретение относится к ракетно-космической технике. Способ останова жидкостного ракетного двигателя с турбонасосной системой подачи топлива в составе космической двигательной установки, основанный на последовательной подаче 2-х команд с заданным интервалом времени между ними, при этом по первой команде прекращают подачу рабочего тела турбины турбонасосного агрегата и компонентов топлива в полости форсуночной головки камеры и сообщают напорные магистрали и полости компонентов топлива двигателя с соответствующими баками двигательной установки, а по второй команде прекращают подачу компонентов топлива из баков двигательной установки в насосы турбонасосного агрегата, разобщают напорные магистрали и полости компонентов топлива двигателя с баками двигательной установки и открывают дренажи из этих полостей. Изобретение обеспечивает повышение ресурса жидкостного ракетного двигателя с турбонасосной системой подачи топлива в составе космической двигательной установки многократного использования. 1 ил.
Изобретение относится к ракетной технике. Способ дросселирования тяги ЖРД, основанный на снижении массовых расходов компонентов топлива в камеру с нерегулируемыми форсунками, при котором после уменьшения массовых расходов ниже заданных значений подают газ в полости магистралей питания камеры на входах в форсуночную головку камеры и смешивают его с жидкими компонентами топлива, создавая гомогенные мелкодисперсные эмульсии компонентов топлива, относительные объемные газосодержания которых увеличивают с увеличением степени дросселирования тяги. Изобретение обеспечивает уменьшение потерь удельного импульса жидкостного ракетного двигателя при глубоком дросселировании тяги и увеличение степени дросселирования тяги. 1 ил.
