Блок тяги жидкостного ракетного двигателя


 


Владельцы патента RU 2502645:

Открытое акционерное общество "Уральский научно-исследовательский институт композиционных материалов" (RU)

Изобретение относится к ракетной технике. Блок тяги жидкостного ракетного двигателя содержит раму, камеру сгорания с соплом и устройство защиты блока тяги, имеющее донные экраны. Устройство защиты блока тяги дополнительно оснащено устройством тепловой защиты рамы, выполненным в виде устройства охлаждения стенки камеры сгорания с каналами в ней, сообщающимися с каналами подачи одного из компонентов топлива к форсуночной камере. Достигается повышение надежности блока тяги жидкостного ракетного двигателя. 1 ил.

 

Изобретение относится к ракетной технике.

Известен блок тяги жидкостного ракетного двигателя (ЖРД), содержащий раму, камеру сгорания с соплом и устройство защиты блока тяги, имеющее донные экраны - патент RU 2347725 С2 B64G 1/52, B64G 1/40 на изобретение «Донная защита хвостового отсека ракеты-носителя», опубликовано 27.02.2009.

По своим признакам и достигаемому результату этот блок тяги ЖРД наиболее близок к заявляемому и принят за прототип.

Недостаток известного блока тяги ЖРД заключается в малой надежности, обусловленной недостаточной защитой рамы от теплового излучения, снижающего несущую способность рамы в процессе работы блока.

Технический результат изобретения заключается в повышении надежности блока тяги ЖРД.

Названный технический результат достигается тем, что в блоке тяги ЖРД, содержащем раму, камеру сгорания с соплом и устройство защиты блока тяги, имеющее донные экраны, согласно изобретению устройство защиты блока тяги дополнительно оснащено устройством тепловой защиты рамы, выполненным в виде устройства охлаждения стенки камеры сгорания с каналами в ней, сообщающимися с каналами подачи одного из компонентов топлива к форсуночной камере.

Ниже, со ссылкой на прилагаемый чертеж, дается описание предлагаемого изобретения.

Блок тяги ЖРД содержит силовую раму 1, камеру сгорания 2 с соплом 3 и устройство защиты 4 блока тяги, имеющее донные экраны - неподвижный 5 и подвижный 6.

Устройство защиты 4 блока тяги дополнительно оснащено устройством тепловой защиты 7 рамы 1, выполненым в виде устройства охлаждения стенки 8 камеры сгорания 2, с каналами 9 в ней, сообщающимися с каналами 10 подачи одного из компонентов топлива к форсуночной камере 11.

При работе блока тяги ЖРД окислитель и горючее по отдельным каналам подаются под давлением в форсуночную камеру 11. Одновременно из каналов 10 часть окислителя напрямую по каналам А отводится в продольные каналы 9 стенки 8 камеры сгорания 2 и через отверстия 12 истекает в высокотемпературную реактивную струю продуктов горения, перемещающихся по камере сгорания 2 в направлении сопла 3.

Перемещающийся по каналам 9 «холодный» окислитель значительно уменьшает нагрев стенки 8 при работе блока и поток теплового излучения от нее на силовую раму 1 (что значительно уменьшает ослабление силовой рамы, особенно при долговременной работе блока тяги ЖРД).

Блок тяги ЖРД характеризуется по сравнению с прототипом повышенной надежностью.

Блок тяги жидкостного ракетного двигателя, содержащий раму, камеру сгорания с соплом и устройство защиты блока тяги, имеющее донные экраны, отличающийся тем, что устройство защиты блока тяги дополнительно оснащено устройством тепловой защиты рамы, выполненным в виде устройства охлаждения стенки камеры сгорания с каналами в ней, сообщающимися с каналами подачи одного из компонентов топлива к форсуночной камере.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД), преимущественно кислородно-керосиновым. .

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к способу изготовления сопла камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя (ЖРД). .

Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано при создании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). .

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при создании камер жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). .

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при создании безгенераторных жидкостных ракетных двигателей, работающих на криогенных компонентах, например кислороде и водороде.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. .

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при создании камер жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), в частности, для безгенераторных ЖРД, работающих на криогенных компонентах, например кислороде и водороде.

Изобретение относится к теплоэнергетике и может быть использовано в технологических установках для испытания различных воздушно-реактивных двигателей (ВРД), преимущественно прямоточных (ПВРД), в том числе и гиперзвуковых (ГПВРД), в качестве источника воздуха, состав и термодинамические характеристики которого соответствуют различным режимам полета летательного аппарата.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в конструкциях хвостовых отсеков блоков ракет-носителей для их защиты от газодинамического воздействия работающего двигателя.

Изобретение относится к ракетной технике. .

Изобретение относится к сфере эксплуатации ракет с многодвигательной установкой первой ступени. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике (РКТ) и может быть использовано для повышения эффективности режимов функционирования жидкостных ракетных двигателях (ЖРД).

Изобретение относится к предохранительным устройствам космических аппаратов. .

Изобретение относится к предохранительным устройствам космических аппаратов, используемым для защиты оптико-электронной аппаратуры от воздействия тепловых и световых факторов.

Изобретение относится к изделиям космической техники, а более конкретно к съемному технологическому оборудованию изделий космической техники, и может быть использовано при наземной подготовке космических аппаратов различного назначения.

Изобретение относится к методам и средствам защиты космических аппаратов (КА) от столкновения с объектами естественного и искусственного происхождения различной массы и степени дисперсности.

Изобретение относится к методам и средствам защиты от систем противокосмической обороны, оснащенных преимущественно инфракрасными системами обнаружения и наведения.

Изобретение относится к защитным устройствам космических кораблей, применяемым, в частности, при аварийной взрывоопасной ситуации. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Двигательная установка включает криогенный бак с экранно-вакуумной теплоизоляцией, расходный клапан, бустерный насос, трубопровод питания, камеру сгорания двигателя и заборное устройство криогенного бака, содержащее нижнее днище криогенного бака, накопитель капиллярного типа с теплообменником под сеточным разделителем и дроссельное устройство.
Наверх