Патенты принадлежащие Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" (RU)

Изобретение относится к арматуростроению, в частности к предохранительным устройствам, и предназначено для автоматического выпуска газообразной среды из системы высокого давления. В импульсном предохранительном клапане корпус выполнен в виде двух полукорпусов и установленного между ними промежуточного корпуса в виде перегородки.

КЛАПАН // 2591382
Изобретение относится к арматуростроению, а именно к нормально открытым клапанам, и предназначено для закрытия доступа рабочего тела из одной магистрали в другую. Клапан содержит корпус с патрубками входа и выхода, полость с перекрывной пробкой.

Изобретение относится к арматуростроению, в частности к предохранительным клапанам, и предназначено для автоматического выпуска газообразной среды из трубопроводов и емкостей в атмосферу при чрезмерном повышении в них давления и обеспечения безопасной эксплуатации установок и предотвращения аварий.

БЛОК СОПЕЛ // 2587729
Изобретение относится к арматуростроению, а именно к нормально закрытым клапанам, и может быть использовано в машиностроении, например в ракетной технике. Блок сопел состоит из корпусов, герметично соединенных между собой общим патрубком входа сваркой.
Изобретение относится к области ракетной техники и касается вопросов обеспечения безопасности пуска ракеты. Способ пуска космической ракеты заключается в превентивном выведении на режим предельного или частичного форсирования всех двигателей до отрыва ракеты от стартового стола или в начале движения с уровнем тяги, превышающим номинальный уровень на величину, достаточную для исключения возможности зависания или обратного движения ракеты в случае отказа, по крайней мере, одного неисправного двигателя.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД) и может быть использовано при их проектировании. ЖРД, работающий на криогенных компонентах топлива, содержащий камеру с охлаждающим трактом, состоящим из двух участков охлаждения окислителем и горючим, турбонасосные агрегаты, на турбины которых из участков охлаждения подаются газифицированные и подогретые компоненты топлива, агрегаты автоматики, запальные устройства для поджига компонентов топлива в «горячих агрегатах», при этом выход из каждого участка охлаждающего тракта сообщен с запальными устройствами.

Изобретение относится к области ракетостроения, в частности к жидкостным ракетным двигателям с управляемым вектором тяги. Жидкостной ракетный двигатель с управляемым вектором тяги, содержащий камеру с возможностью качания в цапфах в главных плоскостях стабилизации, магистрали подвода компонентов на периферии двигателя вдоль его оси, турбонасосный агрегат с центробежными основными насосами высокого давления и подкачивающие агрегаты, выходы насосов которых выполнены в виде спиральных отводов с коническими патрубками и соединены у последних с входами основных насосов по периферии камеры двумя парами двух взаимно перпендикулярных последовательных гибких трубопроводов в виде сильфонов, параллельных главным плоскостям стабилизации и соединенных криволинейными патрубками, согласно изобретению подкачивающие центробежные насосы установлены своими входами соосно магистралям подвода компонентов, а коническими патрубками выходов вдоль продольных осей симметрии первых по направлению к насосам высокого давления и ближайшим сильфонам гибких трубопроводов, причем подкачивающий насос одного компонента выполнен с возможностью вращения ротора в противоположном направлении от направления вращения ротора подкачивающего насоса другого компонента.

Изобретение относится к области жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) с дожиганием окислительного генераторного газа. Газовый тракт на выходе из газогенератора и в корпусе турбины ТНА снабжен гальваническим никелевым и медным покрытиями, повышающими стойкость агрегатов к возгоранию, единый концевой участок изогнутого трубопровода двигателя в полетной комплектации снабжен смотровым отверстием и приваренным к нему резьбовым штуцером осмотра колеса турбины с установленной на нем заглушкой и уплотнительным кольцом, в патрубках на выходе из единого концевого участка изогнутого трубопровода смонтированы резьбовые штуцеры с установленными в них тремя термопарами, имеющими различную длину чувствительного элемента, и уплотнительными прокладками, на прямолинейных участках разветвленного изогнутого трубопровода установлены теплообменники, снабженные штуцерами подвода и отвода газа наддува, причем штуцер подвода газа наддува расположен ниже по потоку окислительного генераторного газа.

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано в системах дренажа жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) для удаления утечек топливных компонентов, паров и других отходов, выделяемых при функционировании агрегатов.

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель (ЖРД), содержащий камеру, газогенератор, агрегаты управления и регулирования, по крайней мере, один турбонасосный агрегат с, как минимум, двумя насосами для двух горючих, причем газовый тракт после, как минимум, одной турбины соединен с смесительной головкой камеры, согласно изобретению насос горючего с меньшей плотностью установлен на отдельном валу, а в газовый тракт, соединяющий газогенератор и турбину, помещен смеситель, связанный трубопроводом с коллектором, установленным после тракта охлаждения камеры, или турбоприводом, связанным с выходной полостью насоса одного из горючих, причем агрегат регулирования установлен на трубопроводе, соединяющем выход из насоса окислителя и смесительную головку газогенератора, или на трубопроводе, соединяющем коллектор после тракта охлаждения камеры и смесительную головку газогенератора, или на трубопроводе, соединяющем выход из насоса горючего с меньшей плотностью и смесительную головку газогенератора.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в жидкостных ракетных двигателях (ЖРД). Устройство для крепления агрегатов ЖРД содержит тягу, изготовленную из трубы, со сферическими опорами для крепления к раме или корпусам агрегатов, основные опоры с осевыми отверстиями, промежуточные опоры с резьбовыми частями и осевыми отверстиями, накидные гайки, шайбы со сферической внутренней поверхностью, наконечники с левой и правой резьбами, контргайки.

Изобретение относится к арматуростроению, а именно к нормально открытым клапанам, и может быть использовано в машиностроении, например в ракетной технике. Блок клапанов состоит минимум из двух клапанов, содержащих корпуса с патрубками входа и выхода, затворы, поршни, установленные в проточки корпусов.

Предлагаемое изобретение относится к области турбомашиностроения, а именно к высокооборотным высоконапорным центробежным насосам, и может быть использовано в области ракетостроения, в турбонасосных агрегатах (ТНА) жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при изготовлении жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). ЖРД содержит четыре камеры, турбонасосный агрегат (ТНА), газогенератор, бустерные турбонасосные агрегаты окислителя (БТНАО) и горючего (БТНАГ), газоводы, магистрали окислителя и горючего, системы продувки и управления, агрегаты регулирования и управления, сильфоны в газоводах, при этом в его магистралях перед входом окислителя в БТНАО и входом окислителя на его гидротурбину, в автомат осевой разгрузки ТНА перед входом окислителя в газогенератор неподвижно установлены фильтры с сеткой тонкостью фильтрации 0,03-0,05 мм и отверстиями диаметром 0,13-0,2 мм, предотвращающими прохождение частиц засорений диаметром, большим ячеек фильтров, и общей площадью поверхности фильтрации, превышающей внутренний диаметр магистрали или трубопровода в 1,5-2 раза.

Изобретение относится к области электроракетных двигателей и стендов для их испытаний. В способе испытания электроракетных двигателей в вакуумной камере, основанном на том, что истекающее рабочее тело затормаживают на защитной мишени, согласно изобретению, энергию истекающего рабочего тела в виде ионизирующего излучения высокотемпературной плазмы преобразуют в электрическую энергию, которую выводят за пределы вакуумной камеры для полезного использования.

Изобретение относится к ракетостроению и может быть использовано для соединения фланцев входных магистралей жидкостных ракетных двигателей с фланцами трубопроводов или баков ракет носителей. В предлагаемом сильфонном компенсаторе, содержащем магистральные сильфоны, патрубок с приваренной втулкой, разгрузочный элемент, центрирующие опоры, сферические шарниры, шток, согласно изобретению магистральные сильфоны расположены под прямым углом друг к другу, соединены между собой и разгрузочным элементом при помощи тройника, при этом на входе в горизонтальный магистральный сильфон установлен патрубок со втулкой, содержащей одну центрирующую опору со сферическим шарниром, а разгрузочный элемент снабжен второй центрирующей опорой со сферическим шарниром во втулке патрубка.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Камера сгорания жидкостного ракетного двигателя, работающая на компонентах топлива жидкий кислород и жидкий водород или жидкий кислород и сжиженный природный газ, содержащая запальное устройство, корпус камеры с магистралями подвода горючего на охлаждение, смесительную головку с магистралями подвода горючего, газовод с магистралью подвода окислительного генераторного газа, соединенный с запальным устройством с помощью фланца, расположенного на наружной поверхности с выполненными в нем каналами тракта охлаждения, который одним концом закреплен с фланцем, а другим устанавливается в центральную втулку корпуса смесительной головки, при этом фланец для установки запального устройства расположен на боковой поверхности газовода смесительной головки и имеет кольцевой коллектор, каналы тракта охлаждения которого соединены с каналами охлаждения втулки изогнутой формы с помощью кольцевой накладки, а каналы тракта охлаждения запального устройства соединены с коллектором фланца с помощью трубки.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД). Жидкостный ракетный двигатель содержит камеру, газогенератор, насосы, трубопроводы подачи топлива, пусковые клапаны, трубопроводы подачи управляющего газа, электропневмоклапан, при этом в трубопроводы подачи управляющего газа установлены клапаны-тройники с штуцерами входа управляющего газа, входа управляющего рабочего тела, выхода управляющего газа и рабочего тела, при этом между патрубками входа управляющего рабочего тела клапанов-тройников и трубопроводами подачи топлива после насосов установлены трубопроводы управляющего рабочего тела.

Изобретение относится к области ракетостроения, в частности к узлам качания камер ЖРД, может быть использовано в космической технике и авиации. Узел качания камеры, расположенный между камерой и газоводом, включающий герметизирующее устройство, сферический неподвижный корпус, подвижный стакан, неподвижный и подвижный экраны, образующие центральный продольный канал, рамочный кардан, имеющий возможность качаться с камерой и герметизирующим устройством в 2-х взаимно перпендикулярных плоскостях относительно общего центра и газовода, согласно изобретению, герметизирующее устройство конструктивно совмещено с силовыми элементами и содержит силовой опорный вкладыш, жестко закрепленный на стакане и имеющий шаровую поверхность, эквидистантную сферической поверхности корпуса, покрытую материалом с низким коэффициентом трения и высоким уплотняющим свойством, например «Афталом».

Способ предназначен для изготовления многослойных сильфонов из нержавеющей стали. Способ включает получение тонкостенных трубных заготовок, сборку трубных заготовок в многослойный пакет, соединение пакета с концевой арматурой с помощью сварки, гофрирование пакета с образованием сильфона, испытание сильфона на прочность и общую герметичность, при этом дополнительно введена операция контроля герметичности пространства между слоями многослойной гофрированной оболочки, включающая рентгенографирование сильфона, выдержку сильфона при давлении воды, быстрый провоцирующий нагрев до температуры не менее 300°C, вторичное рентгенографирование, сравнение двух рентгенограмм на отсутствие или наличие дополнительного расслоения после нагрева.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД) и может быть использовано при их огневой стендовой отработке для повышения надежности работы камеры сгорания. ЖРД, содержащий раму, агрегаты, расходные магистрали, камеру, которая включает коллекторы горючего на сопле и цилиндрической части, трубопровод переброса горючего между коллекторами с установленным в нем клапаном слива горючего, в котором согласно изобретению в трубопроводе переброса горючего между коллекторами перед клапаном слива горючего установлен тройник, к резьбовому штуцеру которого пристыкована магистраль слива горючего, состоящая из переходника, трубопровода и пуско-отсечного многоразового клапана, закрепленного на растяжке рамы, между переходником и трубопроводом магистрали слива горючего установлен эксцентриковый компенсатор, в разъемном соединении между трубопроводом и пуско-отсечным многоразовым клапаном магистрали слива горючего установлен поворотный фланец, а хомуты крепления пуско-отсечного многоразового клапана к растяжке рамы выполнены регулируемыми, при этом трубопровод магистрали слива горючего выполнен с компенсационным изгибом.

Изобретение относится к компенсационным устройствам для трубопроводов и может быть использовано в пневмо- и гидросистемах, транспортирующих агрессивные и взрывоопасные среды. Компенсатор угловых перемещений трубопроводов состоит из магистрального сильфона и шарнирного поворотного устройства, размещенного на оси сильфона между пилонами, соединяющими поворотное устройство с противоположными концами сильфона.

Изобретение относится к энергетическим установкам, производящим пар высоких параметров, получаемый за счет энергии, выделяемой при сгорании природного газа или сжиженного природного газа в кислороде. Смесительная головка метано-кислородного парогенератора содержит струйные форсунки, запальное устройство, корпус и огневое днище.

Изобретение относится к узлам качания камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) и может быть использовано для установки геометрической оси камеры, качающейся в одной плоскости, в заданном положении, с высокой точностью.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Камера сгорания жидкостного ракетного двигателя, работающая на компонентах топлива жидкий кислород и жидкий водород или жидкий кислород и сжиженный природный газ, содержащая корпус камеры с магистралью подвода горючего на охлаждение, смесительную головку с магистралью подвода горючего, газовод с магистралью подвода окислительного генераторного газа, газораспределительную решетку, запальное устройство, закрепленное на наружной поверхности газовода, в соответствии с изобретением в центре газовода, газораспределительной решетки и центральной втулки корпуса имеется гильза, которая одним концом жестко закреплена с корпусом газовода, а другим по наружной поверхности устанавливается по конусу в центральную втулку корпуса смесительной головки и на конце внутренней поверхности гильзы имеются центрирующие ребра, по которым свободным концом устанавливается запальное устройство.

Изобретение относится к ракетному двигателестроению и может быть использовано при проектировании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). ЖРД, имеющий в составе камеру сгорания и вспомогательную камеру, работающую с избытком одного из компонентов топлива, соединенные в единый блок, согласно изобретению он снабжен турбонасосным агрегатом, вход в турбину которого сообщен со вспомогательной камерой, кроме того, двигатель дополнительно снабжен газогенератором, работающим с избытком второго компонента топлива, выход из которого сообщен с форсуночной головкой камеры сгорания.

Изобретение относится к ракетному двигателестроению и может быть использовано при проектировании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). ЖРД имеет в составе камеру сгорания, газогенератор, турбонасосный агрегат, бустерный турбонасосный агрегат с газовой турбиной и теплообменник, согласно изобретению вход в холодный контур теплообменника сообщен с выходом из насоса окислителя, а выход из холодного контура теплообменника посредством магистрали подачи газа в турбину бустерного турбонасосного агрегата - с входом в турбину бустерного турбонасосного агрегата, выход из которой сообщен с входной магистралью окислителя.

Изобретение относится к арматуростроению, а именно к шаровым клапанам с дистанционным управлением, и предназначено для использования в условиях криогенных температур, например, в ракетной технике для пуска и отсечки компонентов в агрегаты двигателя.

КЛАПАН // 2549756
Изобретение относится к арматуростроению, а именно к клапанам с пневматическим управлением и предназначено для пуска, отсечки криогенного компонента и слива криогенного компонента перед запуском, может быть использовано в машиностроении, например в ракетной технике.

Изобретение относится к области машиностроения и предназначено для проведения испытаний турбин. Испытания паровых и газовых турбин энергетических и энергодвигательных установок на автономных стендах являются эффективным средством опережающей отработки новых технических решений, позволяющим сократить объем, стоимость и общие сроки работ по созданию новых энергоустановок.

Изобретение относится к ракетному двигателестроению и может быть использовано при проектировании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Турбонасосный агрегат (ТНА), имеющий в своем составе ротор и статор, согласно изобретению, снабжен размещенным в статоре подвижным в осевом направлении управляемым плунжером с рабочим торцом, а на роторе предусмотрен ответный торец, причем в рабочем положении плунжера оба торца находятся в силовом контакте для удержания ротора в неподвижном положении.

Изобретение относится к ракетному двигателестроению и может быть использовано при проектировании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). ЖРД, содержащий камеру, газогенератор, топливные насосы и двухступенчатую турбину, питаемую генераторным газом, выход из первой ступени которой соединен с форсуночной головкой камеры, согласно изобретению, выход из второй ступени турбины соединен с входом в корпус турбины бустерного насоса одного из компонентов топлива, выход из которого соединен со входом в двигатель или с окружающей средой.

Изобретение предназначено для выработки высокотемпературного водяного пара и может быть использовано в силовых установках. Парогенератор содержит запальное устройство с электросвечой, смесительную головку с магистралями подвода окислителя, горючего и воды на завесное охлаждение, камеру сгорания с каналами тракта охлаждения и профилированной торцевой стенкой для направления балластировочной воды, камеру смешения с отверстиями для подачи балластировочной воды.

Изобретение относится к технологии обезвреживания монооксида углерода в дренажных газах путем сжигания его в углеводородных компонентах топлива при экспериментальной отработке энергетических установок, а также к области химических технологий при производстве окиси углерода.

Изобретение относится к области ракетостроения, в частности к узлу качания камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) с дожиганием генераторного газа после турбины турбонасосного агрегата в камере сгорания, и может быть использовано в системах трубопроводов с рабочим телом высокого давления и высокой температуры.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для защиты хвостовых отсеков ракет-носителей от газодинамического воздействия струй работающих жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).

Изобретение относится к области измерительной техники и может быть использовано при градуировке и поверке расходомеров газа (сверхкритических расходомеров и расходомеров переменного перепада), применяемых в промышленных и лабораторных установках.

Изобретение относится к области турбомашиностроения, а именно к высокооборотным высоконапорным центробежным насосам, и может быть использовано в области ракетостроения, в турбонасосных агрегатах (ТНА) жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).

Изобретение относится к области турбомашиностроения, а именно к высокооборотным высоконапорным центробежным насосам, и может быть использовано в области ракетостроения, в турбонасосных агрегатах (ТНА) жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения, ориентированного на космические транспортные системы. Способ форсирования тяги ЖРД, основанный на изменении энергетических параметров функционирования, согласно изобретению форсирование осуществляют путем подачи части газа из газового тракта как минимум одного из компонентов топлива, или генераторного газа, или их смеси, по крайней мере, на одну дополнительную турбину, взаимодействующую, по крайней мере, с одним из основных турбонасосных агрегатов (ТНА), а после выхода из нее газ направляют для дальнейшего использования или удаления.

Предлагаемое изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям и может быть использовано для фиксации камеры в нулевом положении при транспортировании, огневых стендовых испытаниях и в полете двигателя в составе ступени ракеты.

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения. Способ наддува топливных баков жидкостной ракетной двигательной установки, содержащей смеситель, основанный на уменьшении температуры поступающего в смеситель дозированного количества генераторного газа перед подачей на наддув, согласно изобретению, в смеситель подают дозированное количество газа с более низкой температурой и высоким значением газовой постоянной, например гелий.

Высокотемпературное дроссельное устройство содержит корпус с угловым расположением патрубков входа и выхода высокотемпературного газа и дросселирующий орган с вращающимся подвижным элементом, выполненным в виде стакана, относительно неподвижного элемента с расходными окнами в них, совмещенными в открытом положении дроссельного устройства, и кольцевым зазором между ними.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в газогидравлических магистралях жидкостных ракетных двигателей. В способе установки геометрической оси камер жидкостного ракетного двигателя в номинальном положении, основанном на исключении влияния технологических отклонений при изготовлении агрегатов, деталей и сборочных единиц, а также усадки материала в сварных швах стыков газовых магистралей между турбонасосным агрегатом и головками камер на угловое отклонение геометрических осей камер от номинального положения, согласно изобретению измерение фактических параметров замыкающего компенсирующего устройства, его изготовление, подгонка и сварка выполняются на заключительной стадии сборки магистралей после выполнения всех сварных швов стыкуемых агрегатов деталей и сборочных единиц.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в жидкостных ракетных двигателях для монтажа 4 камер, ТНА, других агрегатов в единую двигательную установку и передачи создаваемой ею тяги на корпус ракеты.

Изобретение относится к области насосостроения и может быть использовано в ракетостроении, в турбонасосных агрегатах (ТНА) жидкостных и ядерных ракетных двигателей. ТНА содержит насос 1, турбину 2, опирающийся на подшипники 4, 5 вал 3 с установленными на нем рабочим колесом 6 турбины 2 и крыльчаткой 7, корпус 8, разделительную полость 9 с уплотнениями 10, 11 вала 3, полость 12 за уплотнением 11, расположенным между разделительной полостью 9 и насосом 1, полость 13 за крыльчаткой 7.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при создании форсуночных головок камер сгорания жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Форсуночная головка камеры сгорания ЖРД содержит корпус и огневое днище с установленными в них форсунками, имеющими центральный профилированный и тангенциальный каналы, соединяющими полости компонентов с полостью камеры сгорания, при этом торец выходного сечения расширяющейся части центрального канала форсунки расположен перед отверстиями тангенциального канала форсунки, а уступ h между центральным и тангенциальным каналами составляет не более 20% d, где d - диаметр тангенциального канала форсунки.

Группа изобретений относится к области насосостроения и может быть использована в ракетостроении, в турбонасосных агрегатах (ТНА) жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) и ядерных ракетных двигателей (ЯРД).

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при изготовлении ракетных установок с четырехкамерным жидкостным ракетным двигателем. Жидкостный ракетный двигатель, включающий четыре камеры, закрепленные на раме, прикрепленный к раме турбонасосный агрегат, имеющий турбину, насосы окислителя и горючего, тепловую защиту, трубопроводы подачи окислителя и горючего в газогенератор и камеры двигателя, согласно изобретению, содержит раму, выполненную в виде цельносварной пространственной фермы, состоящей из привалочного и нижнего шпангоутов, соединенных между собой стержнями, при этом к нижнему шпангоуту прикреплены траверсы с подшипниками, в которые вставлены цапфы камер для их поворота вокруг оси качания, кроме того, двигатель содержит четыре изогнутых магистрали подачи окислительного газа, единый концевой коллектор которых соединен с выходом турбины, а восемь других колен - с соответствующими головками камер, причем в магистралях перпендикулярно оси качания камер расположены блоки гибких трубопроводов с сильфонами, одним стыком соединенные с неподвижной частью магистрали, а другим - с ее подвижной частью, входящей в качающийся в одной плоскости блок камеры.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для креплений разделительных устройств блоков ступеней ракет-носителей, устанавливаемых на теплозащитах двигателей. Устройство крепления теплозащиты к раме двигателя содержит шпангоут с хомутом и четырьмя дополнительными резьбовыми бобышками с резьбовыми проушинами, дугу с четырьмя дополнительными резьбовыми бобышками с резьбовыми проушинами и ушками, растяжки, проушины, бобышки, крепежные элементы, контргайки, прижим.
© Патентный поиск, поиск патентов на изобретения - FindPatent.RU 2012-2024
Политика конфиденциальности
Наверх