Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель и способ его работы



Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель и способ его работы
Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель и способ его работы
Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель и способ его работы
Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель и способ его работы

 


Владельцы патента RU 2386844:

Болотин Николай Борисович (RU)

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям, работающим на трех компонентах топлива: криогенном окислителе, на углеводородном горючем и на жидком водороде. В трехкомпонентном жидкостном ракетном двигателе, содержащем не менее одной камеры сгорания с реактивным соплом, имеющим систему регенеративного охлаждения, газогенератор, турбонасосный агрегат, содержащий турбину, многокомпонентный газогенератор, насос окислителя и насосы горючего, согласно изобретению газогенератор выполнен четырехкомпонентным, работающим на окислителе, первом горючем, втором горючем в жидкой фазе и втором горючем в газообразной фазе, при этом турбонасосный агрегат содержит насос первого горючего, насос второго горючего и дополнительный насос второго горючего, которые предназначены для последовательной во времени работы двигателя на первом и втором горючем, без смены окислителя, при этом насос второго горючего и дополнительный насос второго горючего установлены непосредственно под насосом окислителя и соединены через пускоотсечные клапаны с главным коллектором горючего и газогенератором. Двигатель содержит блок управления, с которым соединены все клапаны. Перед пускоотсечным клапаном второго горючего подстыкован дренажный трубопровод, содержащий дренажный клапан. Перед дренажным клапаном установлен датчик температуры, соединенный электрической связью с блоком управления. Способ работы трехкомпонентного ракетного двигателя включающий подачу в газогенератор и, по меньшей мере, в одну камеру сгорания окислителя и горючего, их воспламенение и выброс продуктов сгорания через реактивное сопло, при этом после выработки первого горючего в газогенератор и каждую камеру сгорания подают второе горючее. В качестве окислителя используют жидкий кислород, в качестве первого горючего - углеводородное топливо, а в качестве второго горючего - жидкий водород. Перед подачей второго горючего трубопроводы горючего и систему регенеративного охлаждения каждого сопла продувают инертным газом для удаления остатков первого горючего. Перед подачей второго горючего в газогенератор и камеру сгорания, захолаживают насос второго горючего и дополнительный насос второго горючего, сбрасывая второе горючее через дренажный клапан до получения в дренажном трубопроводе жидкой фазы, что контролируют по датчику температуры, установленному перед дренажным клапаном. После выключения двигателя систему регенеративного охлаждения каждого сопла продувают инертным газом для удаления остатков второго горючего. Изобретение обеспечивает повышение надежности, увеличение мощности жидкостного ракетного двигателя. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к многокамерным жидкостным ракетным двигателям, выполненным по закрытой схеме, с дожиганием газогенераторного газа, работающим на окислителе и на двух видах горючего, например, на углеводородном горючем и жидком водороде. В качестве окислителя может использоваться жидкий кислород.

Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2095607, предназначенный для использования в составе космических разгонных блоков, ступеней ракетоносителей и как маршевый двигатель космических аппаратов, включает в себя камеру сгорания с регенеративным трактом охлаждения, насосы подачи компонентов - горючего и окислителя с турбиной на одном валу, в который введен конденсатор. Выход конденсатора по линии хладагента соединен с входом в камеру сгорания и с входом в тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания. Выход из конденсатора по линии теплоносителя соединен с входом в насос одного из компонентов. Выход из насоса того же компонента сообщен с входом конденсатора по линии хладагента. Второй вход конденсатора сообщен с выходом турбины. Выход насоса другого компонента сообщен с входом в камеру сгорания.

Недостатком этого двигателя является ухудшение кавитационных свойств насоса при перепуске конденсата.

Известны способ работы ЖРД и жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2187684. Способ работы жидкостного ракетного двигателя заключается в подаче компонентов топлива в камеру сгорания двигателя, газификации одного из компонентов в тракте охлаждения камеры сгорания, подводе его на турбину турбонасосного агрегата с последующим сбросом в форсуночную головку камеры сгорания. Часть расхода одного из компонентов топлива направляют в камеру сгорания, а оставшуюся часть газифицируют и направляют на турбины турбонасосных агрегатов. Отработанный на турбинах газообразный компонент смешивают с жидким компонентом, поступающим в двигатель при давлении, превышающем давление насыщенных паров получаемой смеси.

Недостатком этой схемы является то, что тепловой энергии, снимаемой при охлаждении камеры сгорания, может оказаться недостаточно для привода турбонасосного агрегата двигателя очень большой мощности.

Известен ЖРД по патенту РФ на изобретение №2190114, МПК 7 F02K 9/48, опубл. 27.09.2002 г. Этот ЖРД включает в себя камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, турбонасосный агрегат ТНА с насосами окислителя и горючего, выходные магистрали которых соединены с головкой камеры сгорания, основную турбину и контур привода основной турбины. В контур привода основной турбины входят последовательно соединенные между собой насос горючего и тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания, соединенный с входом в основную турбину. Выход из турбины ТНА соединен с входом второй ступени насоса горючего.

Этот двигатель имеет существенный недостаток. Перепуск подогретого в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания горючего на вход во вторую ступень насоса горючего приведет к его кавитации. Большинство ЖРД используют такие компоненты топлива, что расход окислителя почти всегда больше расхода горючего. Следовательно, для мощных ЖРД, имеющих большую тягу и большое давление в камере сгорания, эта схема не приемлема, т.к. расхода горючего будет недостаточно для охлаждения камеры сгорания и привода основной турбины. Кроме того, не проработана система запуска ЖРД, система воспламенения компонентов топлива и система выключения ЖРД и его очистки от остатков горючего в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания.

Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2232915, опубл. 10.09.2003 г., который содержит камеру, турбонасосный агрегат, газогенератор, систему запуска, средства для зажигания компонентов топлива и топливные магистрали. Выход насоса окислителя соединен с входом в газогенератор. Выход первой ступени насоса горючего соединен с каналами регенеративного охлаждения камеры и со смесительной головкой. Выход второй ступени насоса горючего соединен с регулятором расхода с электроприводом.

Недостакок - двигатель предназначен для работы на двух компонентах.

Известен трехкомпонентный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2065985. Этот двигатель содержит камеру сгорания, три турбонасосных агрегата ТНА, предназначенных для перекачки окислителя, первого горючего и второго горючего, и трехкомпонентный газогенератор. При этом двигатель может работать на одном горючем или одновременно на двух горючих. Однако двигатель имеет недостатки: сложность конструкции и большое количество клапанов, и наличие трех турбонасосных агрегатов снижает надежность двигателя, т.к. отказ любого агрегата приведет к аварии. При такой схеме двигателя технически трудно реализовать многоразовый запуск, т.к. наиболее вероятные предполагаемые компоненты ракетного топлива: жидкий кислород, углеводородное топливо (керосин) и жидкий водород) не являются самовоспламеняющимися.

Известен трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель по патенту США №4771600, прототип, который содержит одну камеру сгорания и от трех до шести турбонасосных агрегатов: для подачи окислителя, первого горючего и второго горючего. Охлаждение камеры сгорания выполняется вторым горючим (водородом), т.е. работа двигателя только на первом и только на втором горючем не предусмотрена. Это является одним из недостатков схемы. Кроме того, наличие 3…6 турбонасосных агрегатов, большого количества клапанов значительно снижает надежность двигателя. Для привода всех турбин турбонасосных агрегатов (ТНА) используют водород, подогретый в рубашке охлаждения камеры сгорания. Подогретый водород обладает большим энергетическим потенциалом, и энергии водорода вполне достаточно для привода всех ТНА, но стоимость водорода на два-три порядка выше стоимости углеводородного горючего. Применение дорогостоящего водорода оправдано для второй и последующих ступеней ракеты-носителя, т.к. при сгорании водорода в камерах сгорания ЖРД они могут создать значительно большую силу тяги и обеспечить лучшие характеристики двигателей, по сравнению с работающими на углеводородном топливе. В целом одновременно сжигание первого и второго (более дорогостоящего горючего, например, водорода) с момента запуска многоступенчатой ракеты-носителя до вывода полезной нагрузки на орбиту приведет к удорожанию программы запуска ракет-носителей и не оправдано с экономической точки зрения.

Недостатки: плохие технические и удельные характеристики двигателя и ракеты, на которой двигатель установлен из-за низкого давления в камере сгорания.

Задачи создания изобретения: обеспечение оптимальной работы ракетного двигателя в широком диапазоне режимов при минимальных затратах на запуск ракеты, повышение надежности, увеличение мощности и характеристик ЖРД.

Заявленный технический результат достигнут в трехкомпонентном жидкостном ракетном двигателе, содержащем не менее одной камеры сгорания с реактивным соплом, имеющим систему регенеративного охлаждения, газогенератор, турбонасосный агрегат, содержащий турбину, многокомпонентный газогенератор, насос окислителя и насосы горючего, отличающийся тем, что газогенератор выполнен четырехкомпонентным, работающим на окислителе, первом горючем, втором горючем в жидкой фазе и втором горючем в газообразной фазе, при этом турбонасосный агрегат содержит насос первого горючего, насос второго горючего и дополнительный насос второго горючего, которые предназначены для последовательной во времени работы двигателя на первом и втором горючем, без смены окислителя, при этом насос второго горючего и дополнительный насос второго горючего установлены непосредственно под насосом окислителя и соединены через пускоотсечные клапаны с главным коллектором горючего и газогенератором. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель отличается тем, что двигатель содержит блок управления, с которым соединены все клапаны. Перед пускоотсечным клапаном второго горючего подстыкован дренажный трубопровод, содержащий дренажный клапан. Перед" дренажным клапаном установлен датчик температуры, соединенный электрической связью с блоком управления.

Заявленный технический результат достигнут в способе работы трехкомпонентного ракетного двигателя, включающем подачу в газогенератор и, по меньшей мере, в одну камеру сгорания окислителя и горючего, их воспламенение и выброс продуктов сгорания через реактивное сопло, отличающемся тем, что после выработки первого горючего в газогенератор и каждую камеру сгорания подают второе горючее. В качестве окислителя используют жидкий кислород, в качестве первого горючего - углеводородное топливо, а в качестве второго горючего - жидкий водород. Перед подачей второго горючего трубопроводы горючего и систему регенеративного охлаждения каждого сопла продувают инертным газом для удаления остатков первого горючего. Перед подачей второго горючего в газогенератор и камеру сгорания захолаживают насос второго горючего и дополнительный насос второго горючего, сбрасывая второе горючее через дренажный клапан до получения в дренажном трубопроводе жидкой фазы, что контролируют по датчику температуры, установленному перед дренажным клапаном. После выключения двигателя систему регенеративного охлаждения каждого сопла продувают инертным газом для удаления остатков второго горючего.

Сущность изобретения поясняется на фиг.1…4, где:

- на фиг.1 приведена схема трехкомпонентного жидкостного ракетного двигателя,

- на фиг.2 приведен вид А головки камеры сгорания,

- на фиг, 3 приведена схема охлаждения камеры сгорания,

- на фиг.4 приведена схема четырехкомпонентного газогенератора.

Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель (фиг.1…4) содержит не менее одной камеры сгорания 1, имеющей сильфон 2. Для примера приведен двигатель с двумя камерами сгорания 1, имеющими сопла 3. Сопла 3 выполнены с регенеративным охлаждением, образованным зазором «Г» между двойными стенками сопла 3. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель имеет один общий для всех камер сгорания 1 турбонасосный агрегат (ТНА) 4, содержащий в свою очередь, газогенератор 5, турбину 6 и насос окислителя 7. Кроме того, ТНА содержит насос второго горючего 8, установленный под газогенератором 5, дополнительный насос второго горючего 9, насос первого горючего 10. Все насосы, а именно 7, 8, 9 и 10, установлены соосно с турбиной 6. Выход из турбины 6 через выхлопной коллектор турбины 12 и газовод(ы) 13 соединен с головкой (головками) 14 камеры (камер) сгорания 1.

Выход из насоса окислителя 7 трубопроводом окислителя 15, содержащим клапан окислителя 16, соединен с входом в газогенератор 5 и камеры сгорания (камер сгорания) 1. Выход из насоса второго горючего 8 трубопроводом 17 соединен с дополнительным насосом второго горючего 9. Выход из насоса первого горючего 10 трубопроводом 18, содержащим клапан 19, соединен с входом в главный коллектор горючего 20. Выход из дополнительного насоса второго горючего 9 трубопроводом 21, содержащим пускоотсечной клапан второго горючего 22, соединен со входом четырехкомпонентного газогенератора 5, а выход из насоса первого горючего 10 трубопроводом 23, содержащим пускоотсечной клапан первого горючего 24, соединен с главным коллектором (коллекторами) горючего 20 и трубопроводом 25, содержащим пускоотсечной клапан 26, и регулятор 27 соединен с входом в газогенератор 5. Выход их рубашки охлаждения камеры сгорания 1 трубопроводом 29, содержащим пускоотсечной клапан 30 и регулятор 31, также соединен со входом в газогенератор 5. Перед пускоотсечным клапаном 24 подсоединен дренажный трубопровод 32 с дренажным клапаном 33 и датчиком температуры 34, предназначенными для захолаживания насоса второго горючего 8 и дополнительного насоса второго горючего 9 и автоматического контроля процесса захолаживания перед запуском двигателя на втором горючем. Если этого не сделать, то второе горючее нагреется в подводящих трубопроводах и придет на вход насоса в газообразной фазе, это сорвет работу насоса.

Двигатель оборудован баллоном со сжатым инертным газом 35, который трубопроводом 36, содержащим клапан продувки 37, и соединен с главным коллектором горючего 20.

Двигатель содержит блок управления 38, который электрическими связями 39 соединен с клапанами 16, 19, 24, 33 и датчиком температуры 34 (фиг.1 и 3).

Конструкция головки 14 камеры сгорания 1 приведена на фиг.2. Головка 14 содержит выравнивающую решетку 40, среднюю плиту 41 и нижнюю плиту 42. Выше средней плиты 15 образована полость Д, между плитами 41 и 42 - полость «Е», ниже нижней плиты 42 - полость «Ж» камеры сгорания 1. В головке камеры сгорания 1 установлены форсунки газогенераторного газа 43, которые сообщают полости «Д» и «Ж», и форсунки горючего 44, соединяющие полости «Е» и «Ж». На камере сгорания в ее верхней части выполнены два коллектора: первый и второй коллекторы горючего 45 и 46 соответственно, при этом полость коллектора 45 сообщается с полостью «Е», а полость коллектора 46 с полостью «Г». Полости «Г» и «Е» не сообщаются и разделены перегородкой, расположенной между коллекторами 45 и 46.

Конструкция четырехкомпонентного газогенератора 5 приведена на фиг.4. Четырехкомпонентный газогенератор 5 содержит корпус газогенератора 47, который выполнен тороидальной формы и установлен между турбиной 6 и насосом окислителя 7. При этом турбина 6 содержит рабочее колесо 48 и сопловой аппарат 49. Рабочее колесо 48 установлено на общем валу 50, на этом же валу установлена крыльчатка 31 насоса окислителя 7. Вал 50 установлен на подшипниках 52, которые защищены уплотнениями 53, защитным кожухом 54, имеющим цилиндрическую форму и установленным концентрично валу 50, и внутренней стенкой корпуса 55, имеющей также цилиндрическую форму. На нижнем торце 56 корпуса газогенератора выполнен коллектор 57, а внутри корпуса средняя и верхняя плиты, соответственно 58 и 59. Под средней плитой 58 образована полость «И», а между плитами 58 и 59 - полость «К». Четырехкомпонентный газогенератор 5 имеет внутреннюю полость «Л». В четырехкомпонентном газогенераторе установлено три группы форсунок: основные форсунки горючего 60, дополнительные форсунки второго горючего 61 и форсунки окислителя 62. К полости «И» подведен трубопровод 21, к полости «К» подведен трубопровод 25, а к коллектору 57 подсоединен трубопровод 29 для подвода подогретого первого или второго горючего.

ТЕХНИЧЕСКАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА ЖРД

Тяга двигателя (двухкамерного) земная, тс 1000
Тяга двигателя, пустотная, при работе на первом горючем, тс 1250
Тяга двигателя, пустотная, при работе на втором горючем, тс 1450
Давление в камере сгорания, кгс/см2 500
Давление в газогенераторе, кгс/см2 650
Давление на выходе из насоса окислителя, кгс/см 720
Давление на выходе из первого насоса горючего, кгс/см2 750
Давление на выходе из второго насоса горючего, кгс/см 770
Давление на выходе из первого дополнительного насоса горючего, кгс/см2 1200
Давление на выходе из второго дополнительного насоса горючего, кгс/см2 990
Мощность ТНА, МВт 300,
Частота вращения ротора ТНА, об/мин 30000
Компоненты ракетного топлива
Окислитель жидкий кислород
Первое горючее керосин
Второе горючее жидкий водород

Двигатель запускается в два этапа: сначала на первом горючем, а потом - на втором горючем. Окислитель (предпочтительно жидкий кислород) при переключении не меняется. В качестве первого горючего предпочтительно использовать углеводородное горючее (керосин), а в качестве второго горючего - жидкий водород.

В исходном положении все клапаны двигателя закрыты. При запуске ЖРД на первом горючем с блока управления 38 подается команда на ракетные клапаны окислителя и горючего, установленные под соответствующими баками окислителя и горючего (баки и ракетные клапаны на фиг.1…4 не показаны). После заливки насоса окислителя 7 и первого горючего 8 открывают клапаны 16 и 28 и пускоотсечной клапан 26, установленные соответственно, за насосом окислителя 7 и после насоса первого горючего 10. Окислитель и первое горючее подаются в газогенератор 5 и в камеру сгорания (камеры сгорания) 1, где воспламеняются. Газогенераторный газ по газоводу 13 подается в камеру(ы) сгорания 1. Первое горючее 1 охлаждает сопло 3 (сопла), проходя через зазор «Г» (фиг.1), образующий рубашку охлаждения, и выходит в коллектор 46 (фиг.2). Газогенераторный газ и первое горючее соответственно через форсунки 43 и 44 поступают в полость «Ж» камеры (камер) сгорания 1.

Для переключения двигателя на второе горючее подают сигнал на закрытие клапана 28 и пускоотсечного клапана 26. Потом открывают продувочный клапан 37 и выполняют продувку трубопроводов горючего и рубашки охлаждения камеры сгорания 1 от остатков первого горючего, для предотвращения его догорания и замерзания при использовании в качестве второго горючего криогенных жидкостей, например водорода. Потом открывают дренажный клапан 33 и захолаживают насосы 8 и 9. Контроль захолаживания осуществляет автоматически датчик температуры 34. При достижении температуры кипения второго горючего в месте установки датчика температуры (-254°С) блок управления 38 автоматически закрывает дренажный клапан 33 и открывает клапаны 16, 19 и пускоотсечной клапан 22. Часть второго горючего поступает по трубопроводу 21 через клапан 22 в газогенератор 5, где воспламеняется и сгорает при оптимальном соотношении компонентов топлива. Большая часть второго горючего по трубопроводу 16 через клапан 19 поступает в рубашку охлаждения камеры сгорания 1 (зазор «Г») вместо первого горючего. Охладив «камеру сгорания 1 с соплом 3, второе горючее выходит в коллектор 46 и далее по трубопроводу 29 через клапан 30 и регулятор 31 поступает в четырехкомпонентный газогенератор 5, где сгорает с избытком горючего. Двигатель продолжает работать на втором горючем, но он будет иметь более высокие удельные характеристики (удельную тягу), т.к. второе горючее более эффективное, чем первое.

При выключении двигателя прекращают подачу окислителя и второго горючего, закрыв сначала клапаны 16, 19 и 22. Потом повторно включают продувку рубашки камеры сгорания инертным газом, открыв продувочный клапан 37. Это уменьшает время догорания остатков топлива, засорение каналов системы регенеративного охлаждения камеры сгорания. Управление величиной силы тяги двигателя осуществляется, соответственно, при работе на первом горючем регулятором 27, при работе на втором горючем - регулятором 31.

Применение изобретения позволило:

1. Улучшить абсолютные и удельные (приведенные к единице расхода топлива или к единице веса двигателя) энергетические характеристики ЖРД при его работе на заключительном этапе выполнения программы запуска ракеты-носителя, на которой он установлен, за счет использования четырехкомпонентного газогенератора, работающего на избытке горючего, что позволяет, в случае использования в качестве второго горючего водорода, получить большую мощность на турбине газогенератора, что, в свою очередь необходимо для создания большого давления за насосами и в камерах сгорания. При больших давлениях характеристики ЖРД значительно улучшаются.

2. Повысить надежность камеры сгорания и ТНА за счет:

- продувки камеры сгорания инертным газом при переключении на второе горючее и при выключении работы двигателя,

- ускорения захолаживания насоса второго горючего и дополнительного насоса второго горючего и обеспечение автоматического контроля за процессом захолаживания за счет применением специальной компоновки насосов в составе ТНА и применения дренажного клапана и датчика температуры,

- за счет автоматического согласования работы клапанов применением блока управления.

1. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель, содержащий не менее одной камеры сгорания с соплом, имеющим систему регенеративного охлаждения, газогенератор, турбонасосный агрегат, содержащий турбину, многокомпонентный газогенератор, насос окислителя и насосы горючего, отличающийся тем, что газогенератор выполнен четырехкомпонентным, работающим на окислителе, первом горючем, втором горючем в жидкой фазе и втором горючем в газообразной фазе, при этом турбонасосный агрегат содержит насос первого горючего, насос второго горючего и дополнительный насос второго горючего, которые предназначены для последовательной во времени работы двигателя на первом и втором горючем без смены окислителя, при этом насос второго горючего и дополнительный насос второго горючего установлены непосредственно под насосом окислителя и соединены через пускоотсечные клапаны с главным коллектором горючего и газогенератором.

2. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что двигатель содержит блок управления, с которым соединены все клапаны.

3. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что перед пускоотсечным клапаном второго горючего подстыкован дренажный трубопровод, содержащий дренажный клапан.

4. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель по п.3, отличающийся тем, что перед дренажным клапаном установлен датчик температуры, соединенный электрической связью с блоком управления.

5. Способ работы трехкомпонентного ракетного двигателя, включающий подачу в газогенератор и, по меньшей мере, в одну камеру сгорания окислителя и горючего, их воспламенение и выброс продуктов сгорания через реактивное сопло, отличающийся тем, что после выработки первого горючего в газогенератор и каждую камеру сгорания подают второе горючее.

6. Способ работы трехкомпонентного ракетного двигателя по п.5, отличающийся тем, что в качестве окислителя используют жидкий кислород, в качестве первого горючего - углеводородное топливо, а в качестве второго горючего - жидкий водород.

7. Способ по п.5 или 6, отличающийся тем, что перед подачей второго горючего трубопроводы горючего и систему регенеративного охлаждения каждого сопла продувают инертным газом для удаления остатков первого горючего.

8. Способ по п.7, отличающийся тем, что перед подачей второго горючего в газогенератор и камеру сгорания захолаживают насос второго горючего и дополнительный насос второго горючего, сбрасывая второе горючее через дренажный клапан до получения в дренажном трубопроводе жидкой фазы, что контролируют по датчику температуры, установленному перед дренажным клапаном.

9. Способ по п.5 или 6, отличающийся тем, что после выключения двигателя систему регенеративного охлаждения каждого сопла продувают инертным газом для удаления остатков второго горючего.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетной технике, к жидкостным ракетным двигателям, работающим на трех компонентах, преимущественно на криогенном окислителе, углеводородном горючем и жидком водороде.

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям, работающим на трех компонентах: на криогенном окислителе, углеводородном горючем и криогенном горючем (жидком водороде).

Изобретение относится к авиации, а именно к гиперзвуковым самолетам. .

Изобретение относится к области агрегатов подачи жидких рабочих тел (насосов) и предназначено для повышения надежности работы насосов подачи криогенных рабочих тел и расширения диапазона допустимой температуры применения криогенных рабочих тел.

Изобретение относится к системам управления и регулирования жидкостных ракетных двигателей, а точнее к подсистемам, входящим в состав названных систем, и предназначенных для регулирования отдельных элементов жидкостного ракетного двигателя.

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям, работающим на криогенном окислителе и на углеводородном горючем. .

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям, работающим на криогенном окислителе и на углеводородном горючем. .

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям, работающим на криогенном окислителе и на углеводородном горючем. .

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям, работающим на криогенном окислителе и на углеводородном горючем. .

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям, работающим на криогенном окислителе и на углеводородном горючем. .

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям, конкретно - к ракетным двигателям кислородно-керосинового класса

Изобретение относится к конструкциям бесконтактных уплотнений по валу быстроходных турбонасосных агрегатов (ТНА) и может быть использовано в специальном энергомашиностроении, например для ракетной техники

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к турбонасосным агрегатам для жидкостных ракетных двигателей (ТНА ЖРД) Турбонасосный агрегат ЖРД, содержащий турбину, первое, второе и третье центробежные рабочие колеса центробежных насосов окислителя горючего и дополнительного насоса горючего, при этом турбина выполнена трехступенчатой с тремя рабочими колесами, установленными соответственно на внешнем, промежуточном и среднем валах, центробежные насосы окислителя и горючего выполнены со шнеками, установленными перед центробежными рабочими колесами, при этом внешний вал соединен с первым центробежным рабочим колесом, находящимся ближе к турбине, промежуточный вал соединен с первым шнеком и вторым центробежным рабочим колесом, а внутренний вал соединен со вторым шнеком и третьим центробежным рабочим колесом, насосы горючего и дополнительный насос горючего соединены трубопроводом

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано в ракетной технике для турбонасосных агрегатов жидкостного ракетного двигателя (ТНА ЖРД)

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для управления вектором тяги жидкостных ракетных двигателей

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано преимущественно в жидкостных ракетных двигателях для управления вектором тяги

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано преимущественно в жидкостных ракетных двигателях для управления вектором тяги

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано преимущественно для перекачки жидкостей в жидкостных ракетных двигателях

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям, выполненным по закрытой схеме, с дожиганием газогенераторного газа, и предназначено для управления вектором тяги двигателя
Наверх