Патенты принадлежащие Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" (RU)

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 относится к турбостроению и может быть использовано в отраслях техники, где применяются газовые турбины, в частности в турбонасосных агрегатах жидкостных ракетных двигателей.

Изобретение относится к двигателестроению и может быть использовано в конструкции жидкостных ракетных двигателей малой тяги (ЖРДМТ).

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано в турбонасосных агрегатах (ТНА) жидкостных ракетных двигателей с продолжительным временем работы при использовании любых компонентов топлива, как высококипящих, так и низкокипящих.

Изобретение может быть использовано при сварке трением с перемешиванием. В процессе сварки осуществляют слежение и регулирование загрузки перемещаемого сварочного инструмента по давлению загрузки.

Изобретение относится к турбостроению и может быть использовано в отраслях техники, где применяются газовые турбины, в частности в турбонасосных агрегатах жидкостных ракетных двигателей.

Изобретение относится к турбонасосостроению и может быть использовано в турбонасосных агрегатах (ТНА) ЖРД верхних ступеней ракет многоразового включения.

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано в турбонасосных агрегатах (ТНА) ЖРД верхних ступеней ракет в качестве разгонных блоков многоразового включения и с продолжительным временем работы.

Изобретение относится к стендовому оборудованию и может быть использовано при испытаниях жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) космического назначения, связанных с определением тепловых режимов элементов ЖРД и двигательной установки (ДУ).

Изобретение относится к электроклапанам и может быть использовано в энергетическом машиностроении в летательных аппаратах.

Изобретение относится к шаровым клапанам и предназначено для подачи и отсечки как высокотемпературных, так и низкотемпературных газов, в частности, в пневмосистемах летательных аппаратов.

Изобретение относится к объектам энергетического машиностроения. В космической энергетической установке в трубопровод между источником тепла и турбиной устанавливается смеситель, сообщенный дополнительным трубопроводом, включающим управляемый посредством электропривода дроссель, с трубопроводом между выходом компрессора и входом тепловоспринимающего тракта теплообменника-рекуператора.

Изобретение относится к энергетическому машиностроению и может быть использовано в конструкциях турбокомпрессорных установок с замкнутым термодинамическим циклом Брайтона.

Изобретение относится к объектам энергетического машиностроения. Часть трубопровода космической энергетической установки, подводящего рабочее тело контура в компрессор из теплообменника-холодильника, выполнена как дозвуковой эжектор на основе трубы Вентури с кольцевым каналом А выхода пассивного рабочего тела эжектора в зоне критического сечения трубы Вентури.

Изобретение относится к пусковым клапанам и может быть использовано в энергетическом машиностроении, в частности в гидросистемах летательных аппаратов.

Изобретение относится к системе регулирования жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) с насосной подачей и может быть использовано в ракетном двигателестроении.

Изобретение относится к насосостроению и может быть использовано в турбонасосных агрегатах ракетной техники.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям малой тяги (ЖРДМТ). В ЖРДМТ, содержащем неохлаждаемую камеру 1, смесительную головку с внутренним днищем 2, осевую центробежную форсунку 3, периферийный пояс струйных форсунок 4 и кольцевой конический дефлектор 5 между ними, при этом срез 6 центробежной форсунки углублен от выходной кромки 7, образующей поверхности дефлектора в сторону периферийного пояса струйных форсунок 4, согласно изобретению полость камеры сгорания 8 над наружной поверхностью 9 дефлектора и полость 10 под внутренней поверхностью 11 дефлектора и внутренним днищем смесительной головки сообщены между собой каналами 12.

Изобретение относится к турбонасосостроению и может быть использовано в турбонасосных агрегатах (ТНА) ЖРД верхних ступеней ракет многоразового включения. Изобретение решает задачу работоспособности подшипников ТНА в условиях воздействия вакуума при многократном включении ЖРД, что достигается уменьшением нагрева подшипников. Для этого турбонасосный агрегат включает корпус 1, ротор с центробежным насосом 2, турбину 3, подшипниковую опору 4, входной патрубок насоса низкого давления 5, выход из насоса высокого давления 6, камеру высокого давления 7, трубопровод 8, обратный клапан 9 и жиклер 10.

Изобретение относится к ракетным двигателям малой тяги. Ракетный двигатель малой тяги с регулированием тяги содержащий камеру сгорания, смесительную головку с каналами и устройствами для подачи и регулирования расхода компонентов топлива, а также форсунки для распределения компонентов топлива, при этом устройства для подачи и регулирования расхода каждого компонента топлива, имеют пьезоэлектрический привод, а для управления тяговыми характеристиками двигатель снабжен источниками питания, которые встроены в электрическую цепь каждого пьезоэлектрического привода, при этом источники питания имеют регулятор напряжения.

Изобретение относится к объектам энергетического машиностроения. В турбокомпрессоре с крыльчаткой закрытого типа 2 и активном магнитном подвесе на основе радиально-упорных электромагнитных подшипников 4 кольцевой электромагнит 6 одного из подшипников встроен в корпус компрессора 1 со стороны крышки 7 крыльчатки 2, а крышка 7 выполнена из электротехнической стали или аморфного железа.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкции двигательных установок ракетных блоков, использующих криогенные компоненты топлива для питания жидкостного ракетного двигателя и импульсных двигателей систем стабилизации ориентации и обеспечения запуска.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в многоразовых ступенях ракет-носителей.

Изобретение относится к насосостроению и может быть использовано в турбонасосных агрегатах авиационной и ракетной техники.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в разгонных блоках ракет-носителей (РН).

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для управления движением жидкостной ракеты космического назначения (РКН).

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для разделения магистрали разделяемых отсеков.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для управления программным разворотом разгонного блока (РБ) с помощью неподвижных двигателей ориентации постоянной тяги.

Изобретение относится к способам управления запуском жидкостных реактивных двигателей ракеты космического назначения на стартовой позиции.

Изобретение относится к шнекоцентробежным насосам и может быть использовано в тех областях машиностроения, где требуется применение насосов, перекачивающих жидкости с содержанием растворенного и свободного газа.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в конструкции жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) с турбонасосной системой подачи топлива, выполненного по схеме без дожигания с радиационно-охлаждаемым насадком сопла камеры.

Изобретение относится к трубопроводной арматуре и предназначено для использования в различных отраслях промышленности при перекрытии перекачиваемой по трубопроводам среды.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть применено в конструкциях систем питания импульсных ракетных двигателей двигательных установок, использующих жидкие криогенные компоненты топлива и предназначенных для реактивных систем управления летательных аппаратов.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к жидкостным ракетным двигателям малой тяги (ЖРДМТ).

Изобретение относится к автоматическим устройствам регулирования давления газа и может быть использовано в энергетическом машиностроении.

Изобретение относится к центробежным насосам и может быть использовано в тех областях машиностроения, где требуется применение насосов с очень высокими антикавитационными свойствами.

Изобретение относится к областям машиностроения, где требуется применение насосов, перекачивающих криогенные жидкости, например, такие как жидкий водород.

Стенд предназначен для испытаний цилиндров. Стенд содержит установленные на раме подвижную каретку в продольных направляющих, испытываемый цилиндр, шток которого соединен с кареткой, элементы фиксации гильзы и штока цилиндра и нагружающее устройство, устройство для измерения силы, установленное с возможностью взаимодействия с упомянутым штоком, размещенным в каретке, переходник, установленный в роликовой опоре соосно штоку, и дополнительное нагружающее устройство, связанное с гильзой, установленной шарнирно на кронштейне, закрепленном на раме, тормоз, выполненный в виде двух балок, одни концы которых через оси соединены с рамой в конце хода каретки, другие концы выполнены подпружиненными под углом к раме пружинами, фрикционные накладки, закрепленные как на балках, так и на раме, амортизатор, ограничивающий ход каретки, и элементы фиксации штока цилиндра, выполненные в виде П-образного рычага, через две оси шарнирно связанного с рамой, двух размещенных на раме втулок с двумя взаимодействующими с кареткой ползунами, выполненными с возможностью взаимодействия с осями рычага с горизонтальными пазами, при этом нагружающие устройства выполнены в виде отдельных плит.

Изобретение относится к двигателестроению, в частности к жидкостным ракетным двигателям малой тяги (ЖРДМТ). В ЖРДМТ на двухкомпонентном топливе, содержащем неохлаждаемую камеру сгорания, смесительную головку с внутренним днищем, осевой центробежной форсункой, периферийным поясом струйных форсунок и кольцевым коническим дефлектором между ними, в соответствии с изобретением срез центробежной форсунки углублен от выходной кромки образующей поверхности дефлектора в сторону периферийного пояса струйных форсунок, при этом коническая поверхность дефлектора в своей корневой части плавно переходит в цилиндрическую поверхность, соосную с дефлектором, и плавно переходит в обратный конус, острая кромка образующей которого ограничена цилиндрической поверхностью диаметром, меньшим диаметра расположения периферийного пояса струйных форсунок.

Изобретение может быть использовано для фрикционной сварки с перемешиванием. Стык свариваемых заготовок 1 и 2 размещают на опорном ролике 5 с профильной канавкой 4.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для крепления и разделения ступеней ракеты-носителя пакетной схемы.

Изобретение относится к крылатым летательным аппаратам, в которых используется криогенное топливо, и касается ракетных блоков многоразового использования.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в автоматах стабилизации ракет, управление угловым движением которых осуществляется путем поворота нескольких камер сгорания двигателей с помощью рулевых приводов.

Изобретение относится к разъемным соединениям, а именно к узлам для углового регулирования конструкций. Регулирующий узел содержит втулку сферическую, дренажное отверстие в ней, внутреннюю полость втулки сферической, резьбовую часть втулки сферической, конический упор, а также сферическую поверхность с координированным центром на втулке сферической, гайку на втулке сферической, шайбу на втулке сферической, клей для контровки гайки на силовой конструкции, шайбу сферическую с фаской на ней, гайки, шпильку с резьбовой частью с мелким шагом, коническим переходом на больший диаметр шпильки с лысками с контровочным отверстием и резьбовым участком на конце, шайбу, устанавливаемую на базовое для углового регулирования основание.

Изобретения относятся к области ракетно-космической техники и могут найти применение при осуществлении контроля уровня расположения поверхности жидких компонентов топлива в баках ракет-носителей.

Изобретение относится к средствам установки оборудования на летательном, преимущественно космическом, аппарате (КА), где требуется точная угловая и линейная регулировка положения агрегатов на изделии (в т.ч.

Изобретение относится к теплоэнергетике, а именно к устройствам для получения энергетического газа путем смешения водоугольного топлива и воздуха с последующим горением этой смеси.

Изобретение может быть использовано при изготовлении каркасно-панельных конструкций, а также конструкций типа тел вращения, например баков и обечаек.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для подачи рабочего тела в агрегаты в процессе полета.

Космическая энергетическая установка с машинным преобразованием энергии содержит замкнутый контур с газообразным рабочим телом, реализующим замкнутый термодинамический цикл Брайтона.
Мы будем признательны, если вы окажете нашему проекту финансовую поддержку!

 


Наверх