Патенты автора Асташенков Николай Никитович (RU)
Жидкостный ракетный двигатель // 2692598
Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при проектировании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). ЖРД содержит камеру сгорания с трактом охлаждения и смесительной головкой, газогенератор, турбонасосные агрегаты окислителя и горючего, отличается тем, что турбонасосные агрегаты соединены между собой с помощью газогенератора, включающего в себя две охлаждаемые компонентами топлива камеры, на одном из торцов каждой из которых закреплена смесительная головка, состоящая из огневого днища, корпуса и форсунок, равномерно расположенных по концентрическим окружностям, промежуточное днище, расположенное между смесительными головками, при этом окислительный генераторный газ, вырабатываемый в одной из камер газогенератора, поступает на вход турбины турбонасосного агрегата окислителя, а восстановительный генераторный газ, вырабатываемый в другой камере газогенератора, поступает на вход турбины турбонасосного агрегата горючего, причем выходы турбин турбонасосных агрегатов окислителя и горючего соединены со смесительной головкой камеры сгорания. Изобретение обеспечивает повышение энергетических характеристик и надежности ЖРД. 3 ил.
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при изготовлении ракетных двигательных установок с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД). Многокамерный ЖРД с дожиганием генераторного газа включает в себя по меньшей мере две камеры сгорания, закрепленные на раме, турбонасосный агрегат, газогенератор и газовод, единый концевой участок которого соединен с выходом турбины, а другие концы газовода соединены с соответствующими камерами через сильфонные компенсаторы, являющиеся узлами качания камер, причем указанные участки газовода прикреплены к секциям рамы, причем узел крепления газовода к раме включает в себя две шаровые опоры, диаметрально расположенные относительно оси газовода, установленные на силовом кольце, охватывающем газовод и жестко скрепленным с ним, которые установлены в стаканах, прикрепленных к кольцу, при этом головка шаровой опоры зажата между подпятником и регулировочной шайбой, а поджатие опор осуществляется накидной гайкой, навернутой на стакан шаровой опоры, при этом концевые участки шаровых опор ввернуты в резьбовые отверстия дополнительных силовых пластин рамы, которые через силовые стержни соединены со шпангоутом ракеты. Изобретение обеспечивает упрощение конструкции двигателя, уменьшение его массы и снижение трудоемкости при сборке газоводов с рамой двигателя. 4 ил.
Ампула с пусковым горючим для зажигания компонентов топлива жидкостного ракетного двигателя // 2671449
Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к устройствам химического зажигания компонентов топлива ЖРД. Ампула с пусковым горючим для зажигания компонентов топлива ЖРД, содержащая силовой цилиндр, заполненный пусковым горючим, два мембранных узла с входным и выходным каналами, мембраны которых выполнены с кольцевой утоненной перемычкой и которые закреплены герметично со стороны входа и выхода силового цилиндра, кроме того, ампула имеет средства для разрыва мембран, для заправки силового цилиндра пусковым горючим и средства для фиксации подвижных элементов мембран после их разрыва, причем каждый из мембранных узлов включает в себя корпус, с одной стороны которого закреплена мембрана, а с другой стороны установлена заглушка, внутри корпуса установлен пиропривод, состоящий из цилиндрической направляющей и поршня со штоком, а с тыльной стороны мембраны прикреплен цилиндрический хвостовик, который соединен со штоком, кроме того, надпоршневая полость через отверстие в корпусе соединена с полостью штуцера, в которой установлен пиротехнический заряд, причем диаметр поршня больше диаметра срезываемой части мембраны, а соединение полости силового цилиндра с входным и выходным каналами осуществляется через кольцевой зазор, образующийся при разрыве мембраны и ее последующем перемещении. Кроме того, средство для заправки цилиндра пусковым горючим состоит из заправочного и сливного штуцеров, внутри которых установлены герметизирующие заглушки; средство для фиксации поршня включает в себя разрезное пружинящее кольцо, вставленное в кольцевую канавку, выполненную на поршне пиропривода, и проточку, выполненную в цилиндрической направляющей пиропривода, диаметр которой больше диаметра поршня; в конструкцию ампулы введен дополнительный фиксатор поршня, который включает в себя конус на тыльной стороне поршня и конусное отверстие, выполненное в заглушке мембранного узла; внутри силового цилиндра со стороны входа и выхода установлены перфорированные решетки. Изобретение обеспечивает упрощение системы запуска двигателя и повышение ее надежности. 4 з.п. ф-лы, 1 ил.
ЖИДКОСТНАЯ РАКЕТНАЯ ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА // 2563596
Изобретение относится к области ракетостроения, в частности к жидкостным ракетным двигательным установкам (ЖРДУ) с дожиганием генераторного газа. ЖРДУ включает баки окислителя и горючего, несколько модульных ЖРД, общую силовую раму и рулевые гидроприводы, при этом каждый модульный двигатель содержит камеру сгорания и сопло, турбонасосный агрегат, состоящий из турбины, насосов горючего и окислителя, газогенератор, агрегаты автоматики, трубопроводы подачи горючего и окислителя в газогенератор и камеру сгорания и карданный подвес с рулевыми гидроприводами для изменения положения ракеты в пространстве, при этом в качестве модульных двигателей применены жидкостные ракетные двигатели (ЖРД), выполненные по схеме с дожиганием генераторного газа, причем камера двигателя закреплена относительно силовой рамы в карданном подвесе, имеющем сильфонный узел, который через газовод соединен с выходом из турбины, а другой стороной соосно соединен с головкой камеры сгорания, при этом силовая рама представляет собой цельносварную ферменную конструкцию, состоящую из четырех равнозначных секций, выполненных из силовых стержней, и квадратной секции, в углах которой закреплены опорные площадки, а соединение силовой рамы с кольцом шпангоута ракеты осуществлено четырьмя силовыми стержнями, одни концы которых закреплены на каждой опорной площадке, а другие концы - пяты - прикреплены к кольцу шпангоута ракеты, причем указанные силовые стержни равномерно расположены по кольцу шпангоута, при этом соединение силовой рамы с двигателями выполнено с помощью опорных цилиндров, размещенных между опорными площадками и опорными кольцами сильфонного узла в месте крепления газовода, при этом ось опорных цилиндров совпадает с осью камер двигателей. Изобретение обеспечивает повышение жесткости и прочности конструкции. 6 з.п. ф-лы, 5 ил.
Изобретение относится к ракетной технике и, в частности, к устройствам, воспринимающим тягу жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) и позволяющим обеспечить проток компонентов топлива из баков ракеты в магистрали двигателя и качание двигателя. В устройстве для восприятия тяги и протока двух компонентов топлива, включающем двухстепенной подвес и сильфонный узел для протока двух компонентов топлива, при этом в качестве указанного подвеса применен карданный подвес, имеющий раму карданного механизма, две пары осей с подшипниками, размещенными в раме в двух взаимно перпендикулярных плоскостях, и две пары вилок, соединенных с осями, при этом одна пара вилок жестко соединена с рамой двигателя, другая - с головкой камеры сгорания двигателя, при этом указанный сильфонный узел размещен внутри рамы карданного механизма и выполнен в виде двух сильфонов - внутреннего, установленного по оси двигателя и оси карданного подвеса, и наружного сильфона, концентрично размещенного относительно внутреннего, образующих между собой кольцевой канал, полость внутреннего сильфона с одной стороны соединена с полостью бака ракеты одного из компонентов топлива, с другой стороны через коллектор соединена с входной магистралью двигателя, полость кольцевого канала через изогнутый трубопровод соединена с полостью бака ракеты другого компонента, с другой стороны эта полость через коллектор соединена с входной магистралью двигателя. Изобретение обеспечивает повышение надежности, уменьшение массово-габаритных характеристик. 5 з.п. ф-лы, 2 ил.
Изобретение относится к теплообменной аппаратуре, в частности к способу изготовления пластинчатых теплообменников из тонколистового материала, используемых в энергетических установках, работающих в средах высокой температуры (600°С) и высокого давления (25 МПа)
СОПЛОВОЙ БЛОК РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ // 2273761
Изобретение относится к области ракетостроения и предназначено для повышения среднего по траектории удельного импульса двигателя
ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА // 2273760
Изобретение относится к области ракетостроения и предназначено для повышения среднего по траектории удельного импульса двигателя
СОПЛО С ВЫСОТНОЙ КОМПЕНСАЦИЕЙ // 2273752
Изобретение относится к области ракетостроения, а более конкретно - к соплам с высотной компенсацией
