Камеры сгорания (F02K9/62)
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)
F02K9/62 Камеры сгорания(79)
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.
Медная камера сгорания с креплением к форсуночной головке через безмедное вварное переходное кольцо // 2768662
Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Ракетный двигатель содержит камеру сгорания из медного сплава, безмедное вварное переходное кольцо, приваренное к камере сгорания из медного сплава, и форсуночную головку, приваренную к безмедному вварному переходному кольцу.
Изобретение относится к камерам сгорания ракетных двигателей малой тяги, работающих на двухкомпонентном самовоспламеняющемся жидком ракетном топливе. Способ заключается в подаче самовоспламеняющихся компонентов топлива через форсуночные элементы смесительной головки, их течении в камере сгорания, жидкофазном смешении в зоне форсуночных элементов, получении жидкофазных и газофазных промежуточных продуктов горения, воспламенении, горении и истечении продуктов горения через сопло камеры, согласно изобретению течение компонентов топлива в камере сгорания и процесс жидкофазного перемешивания выполняются при давлении, меньшем или равном давлению насыщенных паров хотя бы одного из компонентов топлива.
Для улучшения агрегата реактивной тяги, включающего в себя камеру сгорания реактивной тяги, имеющую полость реактивной тяги, которая имеет первую секцию, примыкающую к ней вторую секцию и примыкающую ко второй секции третью секцию, причем полость реактивной тяги во всех трех секциях ограничена внешней стенкой сопла с внешней поверхностью полости реактивной тяги, причем внешняя поверхность полости реактивной тяги в первой и второй секции сужается к третьей секции, в третьей секции расширяется от второй секции, и на переходе от второй секции к третьей секции выполнен самый узкий участок, причем первая секция ограничена внутренней стенкой сопла с внутренней поверхностью полости реактивной тяги, которая сужается ко второй секции, причем между внутренней поверхностью полости реактивной тяги и внешней поверхностью полости реактивной тяги выполнена кольцевая камера сгорания, которая простирается по первой секции, причем агрегат реактивной тяги включает в себя также несколько первых топливных впускных отверстий для первого топливного компонента и несколько вторых топливных впускных отверстий для второго топливного компонента, при этом, чтобы была повышена эффективность агрегата реактивной тяги, внешняя стенка сопла включает в себя, по меньшей мере, часть из нескольких первых топливных впускных отверстий.
Жидкостный реактивный двигатель // 2749933
Изобретение относится к ракетным двигателям. Жидкостный реактивный двигатель, включающий камеру сгорания с соплом, систему питания двигателя электроэнергией и систему подачи топлива, согласно изобретению, по меньшей мере, одна часть внутренней полости камеры сгорания выполнена конусообразной, а другая часть - в виде цилиндра и/или полуовала, система питания двигателя электроэнергией выполнена в виде смонтированной в полости камеры сгорания, по меньшей мере, одной пары высоковольтных электродов-разрядников, каждая из которых установлена, по меньшей мере, на одном поперечном сечении камеры на расстоянии искрового разряда, связанные с преобразователем электрической энергии в высоковольтную и со средством подачи разряда между электродами-разрядниками, система подачи топлива выполнена в виде смонтированных на боковых сторонах камеры сгорания, по меньшей мере, одного средства дисперсного распыления в камеру сгорания топлива - очищенной от твердых примесей воды и/или водных растворов.
Изобретение относится к ракетным двигателям малой тяги. В способе организации рабочего процесса жидкостного ракетного двигателя малой тяги, заключающемся в подаче самовоспламеняющихся компонентов топлива в камеру посредством струйных форсунок, получении пелен горючего и окислителя с последующим смесеобразованием и воспламенением в предкамере, сжиганием в камере сгорания, согласно изобретению струи компонентов топлива преобразуют в пелены под действием центробежных сил и направляют вдоль приосевой области предкамеры и камеры сгорания.
Изобретение относится к ракетной технике, в которой создание жидкостных ракетных двигателей с минимально возможными массой, продольными и радиальными габаритами является всегда актуальным, особенно для жидкостных ракетных двигателей верхних ступеней ракет-носителей, а более конкретно, к устройству жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с управляемым вектором тяги.
Камера сгорания // 2738391
Изобретение относится к ракетной технике. Камера сгорания с сечением, близким к прямоугольному, состоящая из смесительной головки с антипульсационной перегородкой и корпуса камеры с участком у головки, имеющим угол расширения, согласно изобретению антипульсационная перегородка состоит из частей, выполненных под углами к стенкам камеры.
Изобретение может быть использовано в авиационных двигателях. Способ функционирования детонационного двигателя заключается в том, что осуществляют подачу компонентов топлива в кольцевую камеру (1) сгорания, их перемешивание и горение с созданием непрерывной вращающейся волны детонации с последующим истечением продуктов сгорания в тяговое устройство.
Ракетный двигатель малой тяги на несамовоспламеняющихся жидком горючем и газообразном окислителе // 2724069
Изобретение относится к области ракетно-космической техники, а именно к ракетным двигателям малой тяги на несамовоспламеняющихся газообразном окислителе и жидком горючем. Ракетный двигатель содержит агрегат зажигания и свечу, электропневмоклапаны окислителя «О» и горючего «Г», смесительную головку с воспламенительным устройством, камеру сгорания и сопло.
Изобретение относится к ракетно-космической технике и касается способа организации рабочего процесса в жидкостном газогенераторе. Способ заключается в подаче горючего и окислителя с помощью смесительной головки с использованием соосных центробежных форсунок при близком к стехиометрическому соотношении компонентов топлива, жидкофазном смешении пелен распыла компонентов топлива, сжигании полученной смеси и разбавлении продуктов сгорания одним из компонентов топлива путем подачи его через струйные форсунки.
Изобретение относится к ракетной технике. Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги, состоящая из смесительной головки с форсунками, корпуса камеры с докритической и сверхзвуковой частями сопла, при этом корпус камеры образован концентрическими оболочками с зазорами между ними, которые сообщаются с областями последовательно уменьшающегося давления от внутреннего зазора к наружному.
Изобретение относится к устройствам впрыска для ракетных двигателей. Устройство впрыска, камера сгорания и ракетный двигатель содержат основной корпус (21) устройства, разделенный на коллектор (33) горючего и коллектор (34) окислителя, и множество инжекторов (22, 23, 24), размещенных с заданными интервалами в основном корпусе (21) устройства для впрыска горючего и окислителя в жаровую трубу (12), каждый из инжекторов (22А, 22В, 22С, 22D) содержит канал (43а, 43b) LOx, содержащий проксимальный концевой участок, сообщающийся с коллектором (33) окислителя, и дистальный концевой участок, сообщающийся с жаровой трубой (12), ограничитель (45а, 45b), предусмотренный на проксимальном концевом участке канала (43а, 43b) LOx, и канал (47а, 47б) GH2, содержащий проксимальный концевой участок, сообщающийся с коллектором (34) горючего, и дистальный концевой участок, сообщающийся с жаровой трубой (12), при этом ограничители (45а, 45b, 45 с, 45d) имеют разные формы.
Камера сгорания и ракетный двигатель // 2698562
Изобретение относится к камерам сгорания ракетных двигателей. Камера сгорания и ракетный двигатель содержат устройство (11) впрыска, которое впрыскивает окисляющий агент и горючее из поверхности (23) впрыска, жаровую трубу (12), в которой образуется газообразный продукт сгорания путем сжигания окисляющего агента и горючего, впрыскиваемых из устройства (11) впрыска, резонатор (31), соединенный с возможностью сообщения с жаровой трубой (12) через канал (35) связи, и перфорированную пластину (41), выполненную в канале (35) связи.
Способ стабилизации процесса горения в камере сгорания жрд и устройство для его осуществления // 2684765
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в ракетных двигательных установках (РДУ), работающих на тяжелом углеводородном горючем с системой без дожигания генераторного газа.
Камера жрд // 2681733
Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям, работающим на первой и второй ступенях ракетоносителя. Камера ЖРД, содержащая корпус, состоящий из цилиндрической части, дозвуковой и сверхзвуковой частей сопла, смесительную головку с подводными магистралями компонентов топлива и центральное тело с каналами тракта охлаждения, расположенное в дозвуковой части камеры, согласно изобретению центральное тело, установленное с помощью уплотнительных элементов в центральной части смесительной головки с расположением профилированной концевой части в районе критического сечения, соединено с поршнем регулятора критического сечения, при этом регулятор закреплен на корпусе смесительной головки, а магистраль подвода охладителя соединена с каналами тракта охлаждения на наружной поверхности внутренней стенки центрального тела, которые соединены отверстиями с его внутренней полостью и выходным коллектором охладителя на регуляторе.
Газогенератор // 2674829
Изобретение относится к области жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), а именно к газогенераторам, генерирующим газ для привода турбонасосного агрегата. Газогенератор содержит две охлаждаемые горючим камеры сгорания, две смесительные головки, состоящие из корпуса, на торце которого закреплено огневое днище, при этом огневые днища смесительных головок расположены симметрично относительно коллектора окислителя, расположенного между корпусами смесительных головок, однокомпонентные центробежные форсунки окислителя и однокомпонентные струйно-центробежные форсунки горючего, соединяющие полости компонентов топлива смесительных головок с внутренней полостью камеры сгорания, причем вокруг каждой форсунки окислителя расположено шесть форсунок горючего, а тракт охлаждения камеры сгорания сообщается с полостью горючего смесительной головки.
Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и, в частности, к двухзонным газогенераторам с лазерным зажиганием компонентов топлива. Двухзонный газогенератор с лазерным зажиганием компонентов топлива содержит силовую оболочку с патрубками подвода окислителя и горючего и патрубок для вывода генераторного газа, внутри которой и коаксиально с ней установлена камера сгорания.
Изобретение относится к ракетным двигателям малой тяги. Ракетный двигатель малой тяги на газообразных водороде и кислороде, состоящий из электропневмоклапанов горючего и окислителя, смесительной головки, включающей воспламенительное устройство со свечой зажигания, дозвуковую газовую завесу для обеспечения допустимого теплового состояния конструкции двигателя, камеры сгорания и сопла, согласно изобретению на камере сгорания установлены друг над другом два кольцевых цилиндра из жаростойкой и жаропрочной стали с коллекторами водорода и кислорода соответственно, на торцевых поверхностях которых установлены прямоугольные каналы так, чтобы каждый канал водорода пересекался с каналом кислорода.
Изобретение относится к области машиностроения, в частности к камерам сгорания прямоточных воздушно-реактивных двигателей. Камера сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя из композиционных материалов состоит из наружной силовой и внутренней стенки, оформляющей газовый канал, оболочек для конструктивных форм камер, приближенных к телам вращения, или комплекта наружных и внутренних стенок, оформляющих наружный облик камеры и внутренний газовый канал, при других, например, призматических конструктивных формах камер.
Изобретение относится к ракетным двигателям малой тяги. Ракетный двигатель малой тяги на газообразных водороде и кислороде, состоящий из свечи зажигания топлива, смесительной головки, обеспечивающей смешение топлива и внутреннее охлаждение стенки камеры сгорания, камеры сгорания и сопла, в смесительной головке двигателя выполнены струйные форсунки типа струя в сносящем потоке кислорода, суммарные векторы потоков которых направлены в плоскости, перпендикулярной оси двигателя, навстречу друг другу.
Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям, работающим с дожиганием генераторного газа. Камера сгорания ЖРД, работающего с дожиганием генераторного газа, содержащая газовод, смесительную головку со смесительными элементами, корпус камеры и магистрали подвода компонентов топлива, согласно изобретению в районе минимального сечения камеры выполнен газовод тороидальной формы, полость которого с помощью оребренного тракта, выполненного на наружной стенке корпуса камеры и наружного днища головки, соединена со смесительными элементами головки.
Камера сгорания безгенераторного жрд // 2638420
Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям, работающим по безгенераторной схеме. Камера сгорания ЖРД, работающего по безгенераторной схеме, содержащая магистрали подвода горючего и окислителя, блок камеры со сверхзвуковым соплом, при этом камера сгорания выполнена кольцевой формы, параллельно блоку камеры жестко соединена наружным выпуклым и внутренним изогнутым корпусами поворотного устройства с блоком камеры и сверхзвуковым соплом, и тракт охлаждения кольцевой камеры сгорания соединяется трактом охлаждения в изогнутом внутреннем корпусе поворотного устройства с трактом охлаждения блока камеры со сверхзвуковым соплом, а трактом охлаждения в наружном выпуклом днище и магистралью тракт охлаждения кольцевой камеры соединяется с магистралью на выходе из сверхзвукового сопла.
Ракетный двигатель малой тяги на газообразных водороде и кислороде с центробежными форсунками // 2628143
Изобретение относится к области ракетных двигателей малой тяги (РДМТ), работающих на газообразных водороде (Н2) и кислороде (О2) в качестве исполнительных органов систем управления объектов ракетно-космической техники.
Изобретение относится к области ракетных двигателей малой тяги (РДМТ). Ракетный двигатель малой тяги, состоящий из головки двигателя, свечи зажигания топлива, системы подачи компонентов топлива в зону электроискрового разряда и в камеру сгорания с внутренним охлаждением, при этом в камере сгорания установлены центробежная форсунка водорода и не менее шести периферийных струйных форсунок кислорода с возможностью активного взаимодействия потока водорода и струй кислорода, при этом форсунки расположены равномерно по окружности на поверхности головки, и оси которых направлены под углом 35°-45° к оси двигателя.
Изобретение относится к области ракетных двигателей малой тяги. Ракетный двигатель малой тяги на газообразных водороде и кислороде, состоящий из головки двигателя, свечи зажигания топлива, системы подачи компонентов топлива в камеру сгорания и внутреннего охлаждения камеры сгорания, при этом для подачи окислителя в камеру сгорания применена щелевая форсунка, установленная с возможностью направления окислителя к оси двигателя.
Изобретение относится к ракетным двигателям малой тяги. Двигатель содержит свечу зажигания поверхностного разряда 1, разрядную полость 2 свечи зажигания, диафрагму 3, каналы 4, соединяющие разрядную полость 2 свечи зажигания и ступень воспламенения устройства 5 (вторую ступень), первую ступень 6 двигателя с каналами 7 подачи водорода, вторую ступень 5 с каналами 8 подачи кислорода, третью ступень 9 с каналами 10 подачи водорода, четвертую ступень 11 с каналами 12 подачи кислорода и с каналами 13 для подачи кислорода в четвертую ступень 11 с целью охлаждения стенок камеры сгорания, образованной ступенями двигателя, и дозвуковой части сопла 14.
Изобретение относится к ракетной технике, конкретно - к организации смесеобразования самовоспламеняющихся компонентов топлива в камере сгорания жидкостного ракетного двигателя особо малой тяги. Смесительная головка состоит из смесительной камеры с постоянной площадью поперечного сечения, со струйными форсунками подачи компонентов топлива, выходящими в смесительную камеру, переходящую в расширяющуюся к выходу форкамеру, каналов подвода окислителя и горючего к струйным форсункам.
Блок ракетных двигателей малой тяги // 2605267
Изобретение относится к ракетным двигателям малой тяги, предназначенным для управления положением космических летательных аппаратов. Блок ракетных двигателей включает в себя смесительную головку, клапаны подачи топлива с запорными органами, седлом, тарелью и силовым приводом, смесительные элементы с входными каналами, камеры сгорания, не менее двух.
Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при разработке ракетных двигателей, работающих на газообразных компонентах топливной смеси. Вихревой ракетный двигатель малой тяги на газообразном топливе содержит камеру сгорания с соплом и тангенциальные завихрители для подачи в нее компонентов топлива.
Газогенератор // 2587510
Изобретение относится к области жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), а именно к газогенераторам, генерирующим газ для привода турбонасосного агрегата. Газогенератор содержит охлаждаемую камеру, смесительную головку, состоящую из наружного днища, среднего днища, огневого днища, форсунок форкамерного типа, включающих в себя осевой канал, выполненный глухим со стороны его входной части, соединенный при помощи тангенциальных отверстий, расположенных равномерно по окружности с полостью окислителя, кольцевой канал с тангенциальными отверстиями, расположенными равномерно по окружности и выходящими в полость горючего, расположенный коаксиально осевому каналу, форкамеру, являющуюся продолжением кольцевого канала, сообщенную с одной стороны с кольцевым каналом и осевым каналом, а с другой стороны с полостью камеры газогенератора, при этом на торце форсунки вокруг форкамеры выполнены отверстия, соединяющие полость горючего с полостью камеры газогенератора, причем во внутренней полости камеры газогенератора расположена полость воды, выполненная в виде двух днищ и закрепленных между ними газовых втулок, при этом полость воды соединена с высокотемпературной зоной камеры газогенератора через радиальные отверстия, выполненные в стенках газовых втулок, в варианте исполнения в днище полости воды, расположенном со стороны смесительной головки, выполнены отверстия.
Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к защите стенки камеры жидкостного ракетного двигателя особо малой тяги от перегрева при организации процесса горения. Камера состоит из смесительной головки со струйными форсунками, корпуса камеры с докритической и сверхзвуковой частями сопла, с концентрично и с зазором установленной внутри него вставки, выполненной в виде тонкостенной оболочки из жаростойкого материала, плотно закрепленной в месте соединения смесительной головки и корпуса камеры с образованием полости зазора, сообщающейся с полостью камеры, при этом оси струйных форсунок направлены тангенциально к поверхности вставки, а возле точек пересечения осей форсунок с поверхностью вставки выполнено как минимум одно отверстие, смещенное от точек пересечения по направлению от струйных форсунок в пределах контуров растекания первичных пленок окислителя и горючего.
Изобретение относится к ракетным двигателям. Многоступенчатая камера сгорания жидкостного ракетного двигателя состоит из последовательности элементарных камер сгорания, каждая из которых оснащена своими форсунками подачи рабочего тела и своими воспламенителями подаваемого рабочего тела.
Изобретение относится к организации распыливания струи, истекающей из струйной форсунки жидкостного ракетного двигателя малой и особо малой тяги.Форсунка состоит из корпуса, канала подачи рабочего тела и сопла.
Изобретение относится к ракетной технике, а более конкретно к организации смесеобразования и горения в камере сгорания жидкостного ракетного двигателя малой и особо малой тяги. Камера сгорания состоит из камеры, корпуса смесительной головки с каналами подачи компонентов топлива и коллектором первого из компонентов топлива с форсунками для пленочного охлаждения стенок камеры, направленными на кольцевой конический дефлектор, и коллектора второго компонента, сообщенного с форсунками центрального смесителя.
Способ изготовления внутренней оболочки сопла камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя (жрд) // 2563289
Изобретение относится к ракетной технике, а именно к способу изготовления внутренней оболочки сопла камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя (ЖРД). Способ включает ротационное выдавливание оболочки за несколько переходов.
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 ракетной технике, конкретно - к организации смесеобразования самовоспламеняющихся компонентов топлива в камере сгорания жидкостного ракетного двигателя малой тяги (ЖРДМТ). Камера сгорания ЖРДМТ состоит из корпуса и смесительной головки с периферийными струйными форсунками, исходящими из кольцевого коллектора первого компонента топлива, оси которых пересекают поверхность кольцевого конического дефлектора, направляющего струи первого компонента на стенку корпуса камеры сгорания, и центрального распылителя, сообщенного с коллектором второго компонента топлива.
Камера сгорания силовой установки крылатой ракеты выполнена в виде многослойного изделия и содержит обечайку, несущую механическую нагрузку внутреннего давления, и слой теплозащитного керамического композиционного материала, контактирующего с образующимися при сжигании топлива газами.
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.
Способ организации рабочего процесса в камере сгорания жидкостного ракетного двигателя малой тяги // 2535596
Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к жидкостным ракетным двигателям малой тяги (ЖРДМТ). Способ заключается в подаче одного из самовоспламеняющихся компонентов топлива, например, горючего через соосную с камерой сгорания центробежную форсунку с образованием цилиндрической пелены, переходящей в коническую за срезом сопла форсунки и второго компонента, например, окислителя через струйные форсунки, равномерно расположенные по окружности, соосной с соплом центробежной форсунки, по заявляемому изобретению весь второй компонент подают через струйные форсунки на конический дефлектор, соосный с ними, формируют на нем первичные пленки, которые затем подают с острой кромки дефлектора на внутреннюю стенку камеры сгорания и формируют на ней вторичные пленки, которые впервые соприкасают с пленкой первого компонента на стенке камеры сгорания для организации жидкофазного смешения компонентов путем взаимного проникновения горючего и окислителя на полную их толщину на стенке камеры сгорания и одновременного охлаждения ее всем поступающим компонентом, при этом обеспечивают длину свободного пролета пленки конуса распыла центробежной форсунки до встречи с камерой сгорания, не превышающую более чем в два раза расчетную длину начала распада пленки, а толщины пленок окислителя и горючего формируют исходя из соотношений:
;
где - внутренний диаметр расположения вторичных пленок окислителя на стенке камеры сгорания; - толщины вторичной пленки окислителя на стенке камеры сгорания; rm.к.
Изобретение относится к ракетно-космической технике, а конкретно к жидкостным ракетным двигателям малой тяги, используемым в качестве исполнительных органов систем управления движением космических летательных аппаратов.
Углерод-углеродный композиционный материал // 2520281
Изобретение относится к композиционным материалам, в частности к углерод-углеродному композиционному материалу, и может использоваться при изготовлении жидкостных ракетных двигателей. Углерод-углеродный композиционный материал с защитным покрытием из карбида кремния выполнен с герметизирующим слоем.
Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. В системе охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя, содержащей цилиндрическую камеру сгорания и сопло, содержащее, в свою очередь, сужающуюся и расширяющую части и критическое сечение между ними, выполненные в виде наружной оболочки, внутренней оболочки с основными ребрами постоянной толщины, образующими тракт охлаждения, и, по меньшей мере, один пояс завесы с тангенциальными отверстиями и коллектором, внутри которого установлена кольцевая деталь, согласно изобретению кольцевая деталь выполнена трапециевидной формы с полостью трапециевидной формы, на торцах кольцевой детали под углом к оси камеры сгорания выполнены входные и выходные отверстия.
Жидкостно-газовый реактивный двигатель // 2511877
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в качестве корректирующей двигательной установки космического аппарата. Жидкостно-газовый реактивный двигатель (ЖГРД) содержит бак, заполненный жидким рабочим телом - водой, с выходным отверстием в крышке, камеру и реактивное сопло.
Камера жидкостного ракетного двигателя // 2497013
Изобретение относится к ракетным двигательным установкам особенно. Камера жидкостного ракетного двигателя содержит регенеративно охлаждаемую камеру сгорания с критическим сечением и соплом, смесительную головку, включающую корпус, блок подачи окислителя, преимущественно кислорода, блок подачи основного горючего, блок подачи дополнительного горючего, блок огневого днища.
Изобретение относится к измерению характеристик твердых топлив для ракетных двигателей. Способ включает измерение реактивной силы продуктов газификации при сжигании образца твердого топлива, бронированного по боковой поверхности, причем измеряют реактивную силу и время полного сгорания образца твердого топлива, помещенного в бомбу постоянного объема, при давлении в диапазоне (0.5÷15)МПа, создаваемом инертным газом, например азотом или аргоном, причем объем бомбы и масса образца находятся в заданном соотношении, а величину единичного импульса определяют по расчетной формуле.
Жидкостный ракетный двигатель // 2494274
Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при создании трехкомпонентных жидкостных ракетных двигателей, работающих на криогенных компонентах, например, кислороде, водороде и керосине.
Устройство гашения поперечных усилий включает устройства ориентации, установленные на сопле реактивного двигателя и содержащие первый узел, образующий тягу, второй узел, образующий звено крепления, и приводной узел.
Жидкостный ракетный двигатель // 2493412
Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при создании трехкомпонентных жидкостных ракетных двигателей, работающих на криогенных компонентах, например кислороде, водороде и керосине.
