Ракетные двигательные установки, т.е. установки, для работы которых используется горючее и окислитель и управление этими установками (F02K9)

F02   Двигатели внутреннего сгорания (газораспределительные механизмы для них, смазка, выхлоп и глушение выхлопа F01); силовые установки, работающие на горячих газах или продуктах сгорания (22617)
F02K     Реактивные двигательные установки (размещение и крепление реактивных двигательных установок на наземных транспортных средствах или транспортных средствах вообще B60K; размещение и крепление реактивных двигательных установок на судах B63H; управление положением в пространстве, направлением и высотой полета летательного аппарата B64C; размещение и крепление реактивных двигательных установок на летательных аппаратах B64D; установки, в которых энергия рабочего тела распределяется между реактивными движителями и движителями иного типа, например воздушными винтами F02B,F02C; конструктивные элементы реактивных двигателей, общие с газотурбинными установками, воздухозаборники и управление топливоподачей в воздушно-реактивных двигателях F02C) (2873)
F02K9                 Ракетные двигательные установки, т.е. установки, для работы которых используется горючее и окислитель; управление этими установками (химический состав топлив C06B,C06D)(1616)
F02K9/08 - Использующие твердые топлива ( F02K9/72 имеет преимущество; использование полутвердых или пылевидных топлив F02K9/70)(106)
F02K9/32 - Конструктивные элементы; детали (форма и конструкция твердотопливных зарядов F02K9/10; способы и устройства для запуска или зажигания F02K9/95; ракетные сопла F02K9/97)(40)
F02K9/56 - Управление(26)
F02K9/66 - Поворотные(16)
F02K9/90 - С использованием дефлекторов ( F02K9/82 имеет преимущество)(2)

Штыревое сопло // 2793042
Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано при создании жидкостных ракетных двигателей. Штыревое сопло включает круглое центральное тело, выполненное в виде штыря, по периметру основания которого установлена торовая камера, которая снабжена по всему своему периметру камерами сгорания жидкостного ракетного двигателя, установленными на её торце и параллельно оси круглого центрального тела.

Способ работы матрицы твердотопливных реактивных микродвигателей с возобновляемым топливным наполнением // 2792701
Изобретение относится к двигательным ракетным системам для малоразмерных космических аппаратов (МКА) и предназначено для использования в качестве маневрового управления матрицей микродвигателей малоразмерных космических аппаратов.

Сопло // 2791932
Изобретение относится к авиационно-ракетной технике, в частности к системам управления вектором тяги двигателя летательного аппарата методом инжекции рабочего тела в сверхзвуковую часть сопла, содержащего ракетное сопло и инжекционные органы управления.

Смесительная головка камеры сгорания жрд // 2791357
Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при создании смесительных головок камер сгорания жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Смесительная головка камеры сгорания ЖРД содержит корпус, на внутренней поверхности которого выполнены продольные пазы, равномерно расположенные по окружности и сообщающиеся с помощью радиальных щелей с полостью окислителя, образованной корпусом и закрепленным на его наружной поверхности коллектором, при этом полость горючего, образованная корпусом и закрепленным на его торце днищем, сообщается с каналами, расположенными между продольными пазами и соединенными с ними с помощью наклонных отверстий, оси которых пересекаются между собой.

Способ настройки системы аварийной защиты жидкостного ракетного двигателя // 2791158
Предлагаемое изобретение относится к контрольно-измерительной технике и может быть использовано в ракетной технике в качестве системы аварийной защиты (САЗ) жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Настройку САЗ осуществляют, используя адаптивную настройку контролируемых параметров САЗ к режимам работы двигателя.

Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива // 2790916
Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для использования в реактивных снарядах. Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива, содержащий стартовую и маршевую камеры сгорания, диафрагму с периферийными отверстиями с сечением в виде секторов кольца, мембрану и сопло, согласно изобретению в мембране со стороны стартовой камеры сгорания в области боковых и внутренних поверхностей газоводов выполнены пазы с толщиной мембраны под пазами, уменьшающейся по направлению к оси стартовой камеры, причем толщина мембраны под пазами у внутренней поверхности газоводов составляет 0,2…0,8 толщины мембраны у внешней поверхности газоводов.

Ракетный двигатель твердого топлива // 2790914
Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для использования в реактивных снарядах. Ракетный двигатель твердого топлива (РДТТ) содержит корпус, сопловую манжету, сопло с теплозащитным покрытием и вкладыш критического сечения сопла.

Жидкостный ракетный двигатель с форсажем // 2789943
Изобретение относится к области ракетной техники. Жидкостный ракетный двигатель с форсажем, выполненный по закрытой схеме с полной газификацией компонентов, содержащий два турбонасосных агрегата, каждый их которых содержит насос высокого давления, сидящий на одном валу с газогенератором, так что горючее проходит через восстановительный газогенератор, а окислитель проходит через окислительный газогенератор, камеру сгорания для сжигания газообразных компонентов с использованием топливных форсунок в головке камеры сгорания, сопло, переходящее после критического сечения в расширяющуюся часть, систему охлаждения камеры сгорания и сопла компонентом горючего, систему продувки двигателя перед запуском, систему запуска двигателя, систему управления работой двигателя, при этом двигатель снабжен устройством форсажа, созданным в расширяющейся части сопла за критическим сечением, состоящим из кольцевого пояса, осуществляющего локальное ступенчатое увеличение диаметра сопла, установленных по периметру кольцевого пояса топливных форсунок и двух трубопроводов, по которым к топливным форсункам подводится часть газифицированных компонентов горючего и окислителя, воспламенение подводимых компонентов в устройстве форсажа обеспечивается высокой температурой истекающих из критической части сопла газов, в результате чего происходит рост температуры и скорости движения газов в сопле за устройством форсажа, а для уменьшения давления газов на срезе сопла длина сопла увеличена.

Двухкамерный ракетный двигатель на твердом топливе (рдтт) // 2789097
Изобретение относится к ракетной технике, а именно ракетным двигательным установкам, имеющим два и более топливных заряда, с истечением газов, образующихся в результате горения, через общее сопло. Двухкамерный ракетный двигатель на твердом топливе, состоящий из корпуса, переднего, промежуточного и заднего днищ с теплозащитными покрытиями, сопла, воспламенительного устройства, выдвигающего механизма, стартового заряда топлива, маршевого заряда топлива, состоящего из подвижной и неподвижной частей, в промежуточном днище имеется центральное отверстие, закрываемое крышкой с теплозащитным покрытием, в неподвижной части маршевого заряда топлива имеется бронированный по его поверхности канал, внутри которого установлена подвижная часть маршевого заряда топлива, примыкающая своим задним торцом к крышке с теплозащитным покрытием, а передним - к передней торцевой крышке и выдвигаемая с помощью выдвигающего механизма посредством системы штифтов и упоров в сторону сопла, цилиндрическая поверхность подвижной части маршевого заряда топлива покрыта бронепокрытием, представляющим собой эластичный рукав с загнутым на угол 180 градусов краем со стороны заднего торца, к которому прикреплены тросы, протянутые к передней торцевой крышке через систему такелажных блоков и прикрепленные к переднему днищу.

Ядерный ракетный двигатель на компримированном рабочем теле // 2788991
Изобретение относится к ракетному двигателю с ядерным источником нагревания рабочего тела. Двигатель включает ядерный реактор с охлаждаемым корпусом, снабженным контуром с жидкометаллическим теплоносителем - литием, электромагнитный насос, компенсационный бак, панели излучатели тепла, а также двигатели ориентации и бортовой электрогенератор.

Газогенератор // 2788795
Изобретение относится к источникам давления и может быть использовано в системах вытеснения, перемещения, приведения в действие, разделения, в которых в качестве источника давления используют генерируемый газ, в частности, для приведения в действие аэродинамических поверхностей летательных аппаратов.

Охлаждаемый составной сопловой блок многокамерной двигательной установки // 2788489
Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к устройству двигательных установок. Охлаждаемый составной сопловой блок многокамерной двигательной установки, включающий укороченные сопла Лаваля с укороченным центральным телом, внешняя поверхность термоэмиссионного слоя покрыта материалом из группы электридов с эффективной работой выхода электрона 0,01-3,3 эВ, характеризующегося высокой электропроводностью и теплопроводностью при нагреве, при этом центральное тело с термоэмиссионным слоем выполнено в виде катода, а вблизи края центрального тела на расстоянии не менее 0,1 мм от края центрального тела установлен анод, между катодом и анодом в контакте с ними расположены электронепроводящие элементы, при этом анод соединен через проводящие элементы с входом источника напряжения, выход источника напряжения соединен с центральным телом, которое, в свою очередь, находится в электрическом контакте с термоэмиссионным слоем.

Устройство для герметизации раструба сопла ракетного двигателя // 2788468
Изобретение относится к устройствам для герметизации раструба сопла ракетного двигателя. Устройство для герметизации раструба сопла ракетного двигателя содержит заглушку, выполненную из резины и в форме тонкостенного тела вращения, имеющую сферический участок, переходящий в участок, повторяющий профиль раструба и который соединен с раструбом скрепляющим составом, при этом заглушка установлена выпуклой частью сферического участка в сторону сужающейся части раструба, заглушка выполнена с равномерно расположенными радиальными насечками, при этом насечки не проходят через участок, повторяющий профиль, заглушка дополнительно выполнена с кольцевой насечкой, ось которой находится на оси раструба, при этом толщина заглушки равномерно увеличивается от центра к периферии, как вариант равномерно расположенные радиальные насечки могут быть выполнены как на выпуклой части сферического участка, так и на стороне, противоположной выпуклой части сферического участка, причем глубина насечек равномерно уменьшается от центра заглушки до ее периферии, на заглушке может быть выполнен цилиндрический прилив, контактирующий с наружной цилиндрической поверхностью раструба, при этом прилив соединен с раструбом скрепляющим составом.

"способ нагрева холодного газа гелия для системы наддува бака и устройство для его реализации" // 2788240
Изобретения относятся к области ракетной техники, а именно к системам наддува топливных баков ракет-носителей с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД). Для нагрева холодного газа гелия для системы наддува используют топливо для газогенератора – пероксид водорода (ПВ), которое разлагают в каталитическом генераторе на высокотемпературную смесь газов кислорода и воды.

Жидкостный ракетный двигатель с дополнительным электромагнитным разгоном продуктов сгорания // 2788063
Изобретение относится к области ракетного двигателестроения Жидкостный ракетный двигатель содержит конструктивно связанные кольцевую камеру сгорания, смесительную головку и штыревое сопло. В двигатель введены внешняя и внутренняя электрические обмотки, размещенные в корпусе камеры сгорания и подключенные к дополнительному источнику электрической энергии.

Составной сопловой блок многокамерной двигательной установки // 2787634
Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к устройству двигательных установок. Составной сопловой блок многокамерной двигательной установки включает укороченные сопла Лаваля с укороченным центральным телом, центральное тело выполнено полым, на его внутреннюю поверхность нанесен термоэмиссионный слой из материала с эффективной работой выхода электрона 0.01-3.3 эВ, на расстоянии от 1 нм до 1 см от термоэмиссионного слоя расположен анод, между термоэмиссионным слоем и анодом в контакте с ними расположены электронепроводящие элементы, при этом термоэмиссионный слой и анод образуют полость, полость между термоэмиссионным слоем и анодом вакуумирована и герметизирована, анод электрически через проводящие элементы соединен с входом источника напряжения, выход источника напряжения соединен с термоэмиссионным слоем, анод примыкает к элементу, внутри которого расположены каналы системы охлаждения анода, в полости между термоэмиссионным слоем и анодом размещена легкоионизируемая добавка.

Смесительная головка камеры сгорания жрд // 2787433
Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при создании смесительных головок камер сгорания жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Смесительная головка камеры сгорания ЖРД содержит корпус, на внутренней поверхности которого выполнены продольные пазы, равномерно расположенные по окружности и сообщающиеся с помощью радиальных отверстий с полостью окислителя, образованной корпусом и закрепленным на его наружной поверхности коллектором, при этом полость горючего, образованная корпусом и закрепленным на его торце днищем, сообщается с каналами, расположенными между продольными пазами и соединенными с ними с помощью наклонных отверстий, образующих с радиальными отверстиями триплетные смесительные элементы.

Камера жидкостного ракетного двигателя (жрд) с газодинамическим способом управления вектором тяги и сопловым насадком из углерод-углеродного композиционного материала (уукм) // 2786606
Изобретение относится к ракетным двигателям, в которых используется газодинамическое управление вектором тяги. Предложена камера ЖРД с газодинамическим способом управления вектором тяги и сопловым насадком, содержащая охлаждаемую сверхзвуковую часть с расположенными на ней секторами для подачи рабочего тела на вдув, неохлаждаемый насадок из углерод-углеродного композиционного материала (УУКМ), подводные и отводные коллекторы охладителя и секторы для подачи рабочего тела, в которой согласно изобретению секторы с отверстиями для подачи рабочего тела на вдув расположены в районе выходной части охлаждаемого сопла в месте соединения с насадком из УУКМ, а отверстия вдува выполнены в зоне утолщения ребер, периодически расположенных с ребрами без утолщения, и совместно с кольцевой канавкой обеспечивают обтекание охладителем выходной части сопла и места соединения с сопловым насадком, каналы охладителя сопловой части в районе расположения секторов вдува и между секторами вдува имеют общие подводной и отводной коллекторы.

Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием // 2786605
Изобретение относится к ракетной технике. Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием, содержащий газогенератор, турбонасосный агрегат с турбиной и насосами, входные магистрали окислителя и горючего, камеру с соплом и смесительной головкой, соединенной газоводом с затурбинной полостью турбонасосного агрегата, снабженную трактом охлаждения выходного участка сопла, соединенным выходом с помощью коллекторов и трубопровода с полостью смесительной головки, а входом - магистралью с трактом охлаждения камеры и минимального сечения сопла, соединенным с выходным патрубком насоса недостающего в газогенераторе компонента, при этом турбонасосный агрегат снабжен приводом, при этом между полостью смесительной головки недостающего в газогенераторе компонента и трубопроводом на выходе тракта охлаждения выходного участка сопла установлен соединенный с ним своим входом, а выходом с полостью смесительной головки, снабженный приводом подкачивающий насос.

Камера жидкостного ракетного двигателя (жрд), работающая при высоких давлениях // 2786604
Изобретение относится к камерам жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Камера ЖРД, работающая при высоких давлениях, содержащая сверхзвуковую часть сопла с каналами охлаждения, подводные и отводные магистрали, при этом каналы охлаждения с ребрами выполнены с изменяющимся углом поворота от продольной оси камеры до места перехода на увеличенное количество каналов и ребер, которое определяется толщиной ребер и величиной каналов по зависимости где δребра - толщина ребра; δканала - толщина канала; n - число ребер; α - угол наклона ребер части 2; D - переменный диаметр профиля сопловой части, а для обеспечения выравнивания расхода охладителя в ребрах выполнены выборки, соединенные между собой каналами в кольцевом ребре.

Устройство системы охлаждения двигательной установки // 2784745
Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к двигательным установкам. Устройство системы охлаждения двигательной установки включает в себя центральное тело, коллектор с циркуляционной схемой движения хладагента с выбросом в окружающую среду, согласно изобретению центральное тело состоит из электроизолирующего элемента, внешнего анода, внутренней и внешней поверхностей, на которые нанесен термоэмиссионный слой, внутренний и внешний термоэмиссионные слои вместе с центральным телом образуют катод, который электрически последовательно соединен с внутренним и внешним анодами через источник напряжения, внутренний анод через электроизолирующие элементы соединен с внутренним термоэмиссионным слоем катода на расстоянии до 0,3 мм от внутренней поверхности центрального тела, внутренний анод и внутренний термоэмиссионный слой катода образуют вакуумированную герметичную полость, внутри которой размещена добавка из легкоионизируемого элемента, вакуумированная герметичная полость через электроизолирующий элемент соединена с внешним анодом, который расположен по ходу течения продуктов сгорания по поверхности центрального тела.

Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием // 2784462
Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям с дожиганием. Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием, содержащий двигательный отсек с опорной рамой с возможностью качания в одной из плоскостей стабилизации, работающую с избытком одного из компонентов турбину турбонасосного агрегата с затурбинной полостью, соединенной с газоводом камеры с минимальным сечением и выходным участком сопла, снабженным коллектором подвода в тракт охлаждения камеры недостающего в турбине одного из компонентов, соединенными с опорной рамой, в нем корпус турбонасосного агрегата своим цилиндрическим участком размещен продольной осью симметрии под острым углом к продольной оси симметрии двигателя, например 40-45°, в параллельной продольной оси двигателя плоскости с размещением в секторном пространстве полости двигательного отсека с внешней части минимального сечения сопла с обеспечением минимального расстояния между продольными осями симметрии камеры и турбонасосного агрегата, а корпусов камеры и турбонасосного агрегата - с зазором без касания их друг с другом.

Система управления двигательной установки летательного аппарата с насосной системой подачи порошкообразного металла в камеру сгорания // 2784126
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в двигательных установках ракет. В состав системы управления двигательной установкой летательного аппарата с насосной системой подачи порошкообразного металла в камеру сгорания входят бак для гелеобразного горючего с порошкообразной металлической присадкой, гидравлическая магистраль между баком и камерой сгорания с регулятором вязкости гелеобразного горючего, расположенным перед насосным агрегатом, источник электропитания и агрегаты химической автоматики.

Рабочая камера ракетного двигателя сыпучего топлива // 2783575
Изобретение относится к области космического ракетостроения, в частности к ракетным двигателям твердого дисперсного сыпучего топлива. Рабочая камера ракетного двигателя сыпучего топлива (РДСТ), содержащая камеру сгорания, сопло, заряд твердого топлива и теплозащитное покрытие, при этом рабочая камера содержит бункер сыпучего твердого топлива, днище бункера выполнено в виде поршня, расположенного в обечайке бункера с возможностью осевого перемещения, при этом на днище посредством подшипника закреплена рабочая камера двигателя, сообщающаяся с бункером посредством шлюзового механизма питания, и содержит щелевые каналы, через которые пропущены теплозащитные ленты, идущие вдоль стенок камеры через критическое сечение сопла с взаимным спиралеобразным перекрытием к механизму лентопротяжки, расположенному на срезе сопла, часть оболочки рабочей камеры, составляющая сопло и камеру сгорания, имеет форму двух конусов, плавно сопряженных между собой по узкой части, причем щелевые каналы для ввода теплозащитных лент образуются зазором между верхней конической частью указанной оболочки и отбортовкой днища рабочей камеры, выполненной в виде конического кольца, которое соединяется с вышеуказанной конической частью посредством силовых перемычек, рабочее сечение каждой из которых распределено вдоль образующей конуса.

Двухкомпонентная соосно-струйная форсунка // 2783308
Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Двухкомпонентная соосно-струйная форсунка содержит полый наконечник, соединяющий полость одного компонента с зоной горения, втулку, охватывающую с кольцевым зазором наконечник и соединяющую полость другого компонента с зоной горения.

Жрд с периферийными рулями на срезе сопла // 2783307
Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД), в которых для управления вектором тяги в полете используются различные органы управления, расположенные у среза сопла или внутри него. ЖРД с периферийными рулями на срезе сопла, содержащий камеру со сверхзвуковой частью сопла, периферийные рули, установленные в разъемных цапфах на срезе сопла, подводные и отводные магистрали охладителя к периферийным рулям, силовую раму и рулевые агрегаты, согласно изложению, периферийные рули переменной толщины с каналами охлаждения внутренней и наружной поверхностей соединены с двухполостной осью вращения для подачи и отбора охладителя, соединенной с подводными и отводными магистралями, а на наружной поверхности выполнен кронштейн, соединенный с рулевыми агрегатами, закрепленными другим концом к силовой раме.

Двухрежимный ракетный двигатель на твердом топливе // 2783054
Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к ракетным двигателям твердого топлива. Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус, переднее днище с воспламенительным устройством, заднее днище с газоходом и сопловым блоком и заряд твердого топлива с внутренним цилиндрическим каналом, имеющий щели со стороны переднего днища и скрепленный с корпусом защитно-крепящим слоем, при этом длина щелей составляет 0,4-0,7 от полной длины заряда твердого топлива, а отношение площади горения щелевой части канала составляет 5-8 к площади горения цилиндрической части канала.

Заряд твёрдого ракетного топлива // 2782085
Изобретение относится к зарядам твердого ракетного топлива в качестве бронирующего адгезионно-активного покрытия высоконаполненных полимерных композиций. Заряд твердого ракетного топлива, выполненный в виде шашки, бронированной по внешней поверхности бронирующим покрытием, толщиной от 1,5 мм до 5 мм, при этом в качестве полимерного покрытия применяют композицию на основе полиэфируретанового каучука с концевыми эпоксиуретановыми группами, эпоксидных смол на основе 4,4’-диоксифенилпропана с молекулярной массой от 340 до 600 и продукта дегидрохлорирования дегидрохлоргидринов, полученных конденсацией эпихлоргидрина с водой под действием кислого катализатора, в качестве отвердителя использована стабилизированная жидкая смесь ароматических аминов, в качестве ускорителя отверждения - двухатомный фенол, в качестве наполнителя - полифосфат меламина, позволяющий повысить влагостойкость и термозащитные свойства покрытия, при этом композиция содержит в масс.

Способ функционального диагностирования жидкостного ракетного двигателя при огневом испытании // 2781738
Изобретение относится к области функционального диагностирования сложных технических систем, в частности жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Способ основан на использовании текущих измеренных в процессе огневого испытания значений параметров функционирования ЖРД, математической модели нормально функционирующего двигателя и характеристиках, полученных при автономных испытаниях, с помощью которых формируются диагностические признаки, определяющие нормальное или ненормальное функционирование с указанием момента времени возникновения и локализации неисправности.

Газогенератор // 2781730
Изобретение относится к области жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), а именно к газогенераторам, генерирующим газ для привода турбонасосного агрегата. Газогенератор содержит камеру сгорания, смесительную головку, в которой установлена штыревая форсунка, балластировочную решетку, состоящую из втулок, установленных с кольцевыми зазорами и соединенных между собой перепускными каналами, при этом в выходной части каждой втулки выполнены наклонные отверстия, балластировочную камеру и коллектор, соединенный с камерой сгорания и балластировочной решеткой.

Механизм питания ракетного двигателя // 2781728
Изобретение относится к ракетостроению и касается конструкции ракетного двигателя, работающего на сыпучем твердом топливе. Механизм питания ракетного двигателя содержит снабженный приводом вращения ротор с распределенными по его периферии ячейками, при этом он содержит несколько роторов, распределенных по периферии днища рабочей камеры ракетного двигателя, при этом днище рабочей камеры снабжено теплоотводом, выполненным в виде тепловой трубки, состоящей из вакуумированной камеры с жидкостью и капиллярного насоса.

Механизм теплозащиты камеры ракетного двигателя // 2781321
Изобретение относится к ракетостроению и касается конструкции ракетного двигателя, работающего на сыпучем твердом топливе. Механизм теплозащиты камеры ракетного двигателя, содержащий набор экранирующих теплозащитных лент, расположенных у стенок в рабочей камере двигателя и перематываемых лентопротягивающим механизмом, расположенным на срезе сопла, при этом ленты введены в камеру двигателя через срез сопла, идут вдоль стенки сопла к днищу камеры сгорания, где установлены направляющие ролики, и далее идут к указанному лентопротягивающему механизму.

Ракетный двигатель на сыпучем топливе // 2781320
Изобретение относится к конструкции ракетных двигателей баллистических ракет и ракет-носителей, работающих на твердом дисперсном сыпучем топливе. Ракетный двигатель на сыпучем топливе, содержащий корпус, сопло, твердое топливо, снабжен топливным бункером расходуемой конструкции, днище которого выполнено в виде поршня с возможностью осевого перемещения относительно обечайки бункера, а также содержащий закрепленные на днище камеру сгорания с соплом и шлюзовый механизм питания, при этом блок камеры сгорания, сопла и шлюзового механизма питания соединены с днищем топливного бункера посредством подшипника, установленного соосно с осью тяги сопла, а обечайка бункера выполнена в виде ленточной обмотки, охватывающей массив сыпучего топлива, причем нижний конец ленты указанной обмотки пропущен через уплотнительное устройство в полость камеры сгорания и далее - через сопло, к механизму протяжки и обрезания ленты, установленному на срезе сопла.

Ракетная двигательная установка // 2781319
Изобретение относится к ракетостроению и касается конструкции ракетного двигателя, работающего на сыпучем твердом топливе. Ракетная двигательная установка, содержащая камеру сгорания, сопло и твердое топливо, согласно изобретению она содержит бункер для твердого сыпучего топлива с днищем, которое установлено с возможностью осевого перемещения относительно обечайки бункера и на котором установлена рабочая камера ракетного двигателя, соединенная с бункером посредством шлюзового механизма питания и снабженная теплозащитой в виде пропущенных через ее полость лент, связанных с механизмом перемотки лент, установленным на срезе сопла, причем обечайка бункера образована кольцеобразными секциями, которые перекрещиваются с наложенными на них с внутренней стороны бункера вышеуказанными теплозащитными лентами, расположенными вдоль образующих обечайки бункера.

Система охлаждения центрального тела многокамерной двигательной установки // 2780911
Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к устройству двигательных установок. Система охлаждения центрального тела сопла многокамерной двигательной установки включает в себя коллектор с хладагентом, который расположен внутри центрального тела и гидравлически связан с окружающей средой, при этом в тепловом контакте с коллектором электрически изолирован от внешней поверхности центрального тела анод, анод на расстоянии от 10-4 см до 1 см через электроизолирующие элементы соединен с наружной поверхностью центрального тела, представляющей катод, анод и катод образуют вакуумированную герметичную полость с мелкодисперсным легкоионизируемым с малой работой выхода порошком внутри нее, объёмной плотностью в количестве, варьируемом от 1,18⋅20-5 кг/м3 до 1,18⋅20-2 кг/м3, электроизолирующие элементы, которые расположены и жестко скреплены с одной из стенок вакуумированной герметичной полости между катодом и анодом.

Корпус ракетной части // 2780076
Одной из основных задач, решаемых при создании корпусных ракетных частей, является обеспечение заданных энергетических характеристик. Сущность изобретения заключается в том, что корпус ракетной части содержит обечайку и односопловой блок большого относительного удлинения.

Сопло с истечением масс и прямовыходящим потоком // 2778959
Изобретение относится к двигателестроению, в частности к способу работы и устройству сопел с истечением масс для различных двигателей. Устройство представляет собой сопло, которое условно разделено на две части (определяющие его геометрическую форму): коническая 1 часть, с углом наклона стенок 45°, переходящая в цилиндрическую 2 часть.

Воспламенительное устройство для ракетных двигателей малой тяги на несамовоспламеняющихся газообразном (жидком) горючем и газообразном окислителе // 2778416
Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к ракетным двигателям малой тяги, работающим в непрерывных и импульсных режимах на несамовоспламеняющихся газообразном (жидком) горючем и газообразном окислителе.

Способ стабилизации процесса горения в камере сгорания двигателя летательного аппарата // 2777804
Изобретение относится к двигателестроению, а именно к способу стабилизации процесса горения в камере сгорания двигателя летательного аппарата и может быть использовано в современных авиационных двигателях с высокоскоростным воздушным потоком для улучшения эмиссионных характеристик и расширения диапазона устойчивой работы камеры сгорания, в том числе для улучшения высотного запуска двигателя.

Ракетный двигатель на твердом топливе пассивного регулирования // 2776087
Изобретение относится к ракетным двигателям на твердом топливе (РДТТ). РДТТ пассивного регулирования, содержащий переднюю крышку, заряд с центральным газовым каналом и осесимметричный сопловой блок, при этом на дозвуковом участке, участке критического сечения, сверхзвуковом участке сопла установлены вкладыши приращения площади из материалов: стеклопластик, углепластик, графит ПРОГ-2400СА, углерод-углеродный композиционный материал КИМФ, мелкозернистый графит МПГ-7, углестеклопластик (УСП) и углерод-кремнеземный композиционный материал (УККМ) с регулируемой эрозионной стойкостью от 50 до 100 %за счет закономерного уноса массы материала с поверхности вкладышей под воздействием газового потока продуктов сгорания ракетного твердого топлива в процессе работы двигателя.

Способ предпусковой инерционной сепарации в невесомости газовых включений в жидком компоненте топлива орбитального блока (варианты) // 2775946
Группа изобретений относится к ракетно-космической технике и может быть использована при проектировании и эксплуатации орбитальных блоков с жидкостной ракетной двигательной установкой (ЖРДУ), особенно с многократным запуском маршевого двигателя (МД) в процессе длительного полета орбитального блока (ОБ) в условиях невесомости.

Ракетный двигатель твердого топлива // 2775891
Ракетный двигатель твердого топлива, предназначенный для увода отделяемых частей ракетоносителя, содержит корпус, заряд твердого топлива, систему инициирования и сопловой тракт, расположенный под углом к продольной оси ракетоносителя и закрытый заглушкой.

Двигательная установка для жидкостных ракет с инвариантными к заправке водородом и метаном топливными баками с пакетной компоновкой // 2775518
Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к двигательным установкам жидкостных ракет большой грузоподъемности. Двигательная установка для жидкостных ракет с инвариантными к заправке водородом или метаном топливными баками состоит из жидкостных двигателей и секционных топливных баков с коллекторной системой подачи компонентов из баков в двигатели, силовой несущей фермы, соединенной с топливным баком и двигателями.

Камера жидкостного ракетного двигателя // 2774754
Изобретение относится к ракетной технике. Камера жидкостного ракетного двигателя, содержащая камеру сгорания, снабженную трактом охлаждения с продольными каналами с поперечными перемычками, входным для подвода недостающего в газогенераторе компонента коллектором за минимальным сечением по направлению к срезу сопла, и выходным коллектором, размещенным у смесительной головки и соединенным трубопроводом с входным коллектором тракта охлаждения с продольными каналами и поперечными перемычками сопла, выходным коллектором тракта охлаждения последнего соединенным трубопроводом со смесительной головкой, при этом участки поперечных перемычек в зоне сопряжения входных коллекторов сопла и камеры сгорания выполнены прерывистыми и размещены поочередно между продольными каналами в окружном направлении, входной коллектор сопла размещен между минимальным сечением сопла и входным коллектором тракта охлаждения камеры сгорания, а продольные каналы трактов охлаждения камеры сгорания и сопла в зоне сопряжения с входными коллекторами соединены у поперечных перемычек поочередно радиальными каналами с одноименными входными коллекторами.

Камера жрд со сверхзвуковой частью сопла из алюминиевого сплава // 2774753
Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД). Камера ЖРД со сверхзвуковой частью сопла из алюминиевого сплава, содержащая охлаждаемую дозвуковую часть, выполненную из стальной наружной рубашки и внутренней стенки из бронзового сплава с подводными магистралями компонентов топлива, и сверхзвуковую часть сопла из алюминиевого сплава, согласно изобретению на охлаждаемой сверхзвуковой части сопла из алюминиевого сплава выполнено переходное кольцо с рядом отверстий из сплава ЭП666, соединенное с помощью пайки с внутренней и наружной стенками сверхзвуковой части из алюминиевого сплава, которое через стальную накладку и переходное кольцо соединяется со стальной рубашкой камеры с выполненными в ней рядом отверстий и бронзовой внутренней стенкой дозвуковой части, образуя полость, соединяющую полость охлаждения дозвуковой части камеры с полостью охлаждения сверхзвуковой части сопла из алюминиевого сплава.

Ракета на твёрдом сыпучем топливе // 2774470
Изобретение относится к космическому ракетостроению, а более конкретно к ракетам с двигателем твердого топлива. Ракета на твердом сыпучем топливе содержит бункер сыпучего твердого топлива, выполненный в виде обечайки, состоящей из плотно состыкованных между собой кольцевых секций и днища.

Жидкостный ракетный двигатель на криогенном топливе // 2773694
Изобретение относится к ракетной технике, в частности к созданию жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) на криогенном топливе. Жидкостный ракетный двигатель на криогенном топливе, содержащий камеру сгорания со смесительной головкой и соплом, снабженную трактом охлаждения, турбонасосный агрегат с ротором и турбиной в качестве привода и насосом криогенного окислителя и насосом углеводородного горючего с расходными магистралями окислителя и углеводородного горючего, вход предтурбинной полости которого соединен магистралью с выходом тракта охлаждения, а затурбинная полость которого соединена с полостью смесительной головки, согласно изобретению в нем вход тракта охлаждения соединен магистралью с расходной магистралью турбонасоса углеводородного горючего, а ротор турбины дополнительно снабжен узлом кинематической связи с дополнительным приводом с возможностью обеспечения страгивания ротора из состояния покоя, его вращения в начальный момент времени раскрутки турбонасосного агрегата с возможностью отключения дополнительного привода на стационарном режиме.

Жидкостная ракетная двигательная установка // 2772670
Жидкостная ракетная двигательная установка может быть использована в качестве базового модуля многоразовых космических транспортных систем и мобильных ракет морского базирования. Установка состоит из камеры сгорания и автономных систем питания камеры сгорания компонентами топлив как в жидкой, так и в газообразной фазе.

Способ пуска газотурбинного двигателя на криогенном топливе // 2772515
Изобретение относится к двигателестроению, преимущественно к системам подачи криогенного топлива в газотурбинный двигатель для наземного базирования и транспортных средств. Предложен способ пуска газотурбинного двигателя на криогенном топливе, заключающийся в повышении давления криогенного топлива до давления для работы газотурбинного двигателя на режиме малого газа и открытии клапана подачи при захолаживании криогенной топливной системы от выхода из криогенной расходной емкости до выхода из насоса турбонасосного агрегата до температуры жидкой фазы криогенного топлива, а при достижении температурой насоса турбонасосного агрегата температуры жидкой фазы криогенного топлива выполняют пуск насоса турбонасосного агрегата, при этом процесс захолаживания криогенной топливной системы начинают одновременно с открытием клапана подачи, отсечного клапана и регулятора расхода для подачи криогенного топлива через топливные форсунки в камеру сгорания газотурбинного двигателя в период раскрутки ротора газотурбинного двигателя в процессе его пуска и выхода на режим малого газа, а пуск насоса турбонасосного агрегата выполняют при дополнительном условии при увеличении режима работы газотурбинного двигателя выше режима малого газа.

Способ герметизации корпуса ракетного двигателя на твердом топливе, выполненного из композиционного материала // 2772172
Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при изготовлении корпусов ракетных двигателей на твердом топливе (РДТТ) из композиционных материалов. В способе герметизации корпуса РДТТ, выполненного из композиционного материала, содержащего переднее и заднее днища и силовую оболочку в виде кокона, выполненного методом непрерывной намотки, намотанную оболочку второго кокона и плоские кабели бортовой кабельной сети, установленные в межкоконное пространство, корпус двигателя устанавливается в вертикальное положение и опирается задним днищем на технологическую оснастку, образуя с ней герметичный стык, далее производится откачка воздуха из замкнутого объема, образованного задним днищем двигателя и технологической оснасткой с обеспечением перепада давлений между передним и задним днищами двигателя, а со стороны переднего днища двигателя производится заполнение клеем-компаундом полостей межкоконного пространства между плоскими кабелями и полостей по местам установки кабелей, после этого выполняется герметизация путем нанесения герметика на переднее днище, включая места входа плоских кабелей.
 
.
Наверх