Устройство для химического зажигания компонентов топлива в жрд

Авторы патента:

Билевич Дмитрий Николаевич (RU)

Сальников Вячеслав Васильевич (RU)

Горохов Виктор Дмитриевич (RU)

Кузнецов Александр Васильевич (RU)

Радько Дмитрий Владимирович (RU)

F02K9/95 - отличающиеся способами и устройствами для пуска и зажигания (предохранительные устройства F02K 9/38)

Владельцы патента RU 2509910:

Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" (RU)

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям и может быть использовано для установки на входе в смесительную головку агрегата ЖРД для химического зажигания компонентов топлива. Устройство для химического зажигания компонентов топлива в ЖРД содержит тубус, выполненный цилиндрическим, в который вставлена цилиндрической формы ампула с пусковым горючим, поджатая ввернутым в корпус тубуса отсечным клапаном и состоящая из корпуса, мембранных узлов на входе и выходе, мембраны которых герметично закреплены по периферии корпуса ампулы с возможностью разрыва их рабочей средой, при этом на входе в тубус установлен профилированный переходник, уменьшающий пустотный объем с воздухом на входе в ампулу до минимального; корпус тубуса своим выходом установлен через угольник непосредственно на головке газогенератора; тубус установлен и закреплен на газогенераторе в положении, близком к вертикальному; между пусковой ампулой, отсечным клапаном и тубусом совместно с резиновыми уплотнительными кольцами установлены поддерживающие кольца из фторопласта; по периферии на входе в ампулу и в корпусе тубуса выполнены дренажные отверстия, а на корпусе тубуса приварены угольники для подсоединения дренажных трубопроводов; в ампуле с пусковым горючим перегородки с заправочным и сливным устройствами разнесены по длине ампулы и выполнены с минимальными осевыми габаритными размерами и площадью проходных сечений, при этом заправочное устройство установлено на границе зон пускового горючего и подушки инертного газа; в ампуле с пусковым горючим мембранные узлы выполнены с минимальными осевыми габаритными размерами, при этом в хвостовиках поршней установлены спиральные пружины с отогнутыми стопорными кольцами. Изобретение обеспечивает уменьшение времени, улучшение условий и повышение надежности зажигания топливных компонентов ЖРД, а также обеспечение многократности применения устройства. 6 з.п. ф-лы, 4 ил.

Известна ампула с пусковым горючим для зажигания компонентов топлива жидкостного ракетного двигателя (ЖРД), которая содержит цилиндрический корпус, установленные в нем два мембранных узла, мембраны которых герметично закреплены внутри корпуса по его периферии со стороны входа и выхода с возможностью их разрыва рабочей средой. Каждый из мембранных узлов выполнен в виде поршня, снабженного хвостовиком, направляющей втулкой и ребрами. Поршень соединен с мембраной, выполненной в форме кольцевой перемычки (Патент РФ №2159353С1 кл. 7 F02K 9/95 от 20.11.2000 г.).

К недостаткам известной ампулы с пусковым горючим следует отнести:

- значительные осевые габариты мембранных узлов, выполненных в виде поршня с хвостовиком направляющей втулки и ребрами, в связи с чем в ампуле на входе и особенно на выходе имеются пустотные объемы, которые после прорыва мембран должны заполняться пусковым горючим, что удлиняет процесс запуска двигателя вследствие более медленного поступления горючего в камеру сгорания или газогенератор (ГГ);

- совмещенное расположение средства заправки пусковым горючим ампулы и средства слива в одной перегородке корпуса вызывает некоторое повышение гидравлического сопротивления тракта, в связи с чем для его снижения возникает необходимость увеличения диаметра проходного сечения ампулы и ее корпуса, что влечет за собой увеличение массы корпуса магистрали, в которую вставляется ампула;

- отсутствие дренажных отверстий на входе в ампулу для вытеснения воздушного объема на ее периферию и последующего выброса в атмосферу. Наличие воздушного объема между пусковым горючим и основным компонентом ухудшает качество процесса горения пускового горючего в агрегатах ЖРД.

Известна ампула с пусковым горючим для зажигания компонентов топлива ЖРД, содержащая корпус, со входом и выходом, два мембранных узла, мембраны которых герметично закреплены по периферии в корпусе со стороны входа и выхода («Конструкция и проектирование ЖРД», под ред. Г.Г. Гахуна. Машиностроение, 1989, с.75, рис.4, 5, прототип). Здесь в трубопроводе горючего «врезан» или выделен объем, отделенный прорывными мембранами от остальной части трубопровода. Этот объем заполняется пусковым горючим, которое самовоспламеняется с используемым в двигателе окислителем.

Основными недостатками известного технического решения являются следующие:

- наличие пустотных объемов на входе и выходе из ампулы (воздушные пазухи, полости трубопроводов и т.д.) вследствие чего удлиняется процесс запуска двигателя, снижается качество и надежность горения топлива;

- однократность запуска, после чего для повторного запуска двигателя ампулу и мембранные узлы необходимо вырезать из магистралей, заменять новыми и вваривать вновь, что усложняет процесс перезарядки;

- отсутствие прочного корпуса (тубуса), в который вставляют ампулу с пусковым горючим, вызывает потребность в увеличении толщины ее стенок и массы при установке в магистралях с высоким давлением рабочей среды (порядка 600 кг/см2 и более).

Задачей предложенного технического решения является уменьшение времени, улучшение условий и повышение надежности зажигания топливных компонентов жидкостного ракетного двигателя (ЖРД), а также обеспечение многократности применения устройства.

Поставленная задача достигается тем, что:

- устройство для химического зажигания компонентов топлива в ЖРД содержит тубус, выполненный цилиндрическим, в который вставлена цилиндрической формы ампула с пусковым горючим, поджатая ввернутым в корпус тубуса отсечным клапаном и состоящая из корпуса, мембранных узлов на входе и выходе мембраны которых герметично закреплены по периферии корпуса ампулы с возможностью разрыва их рабочей средой, при этом на входе в тубус установлен профилированный переходник, уменьшающий пустотный объем с воздухом на входе в ампулу до минимального;

- корпус тубуса своим выходом установлен через угольник непосредственно на головке газогенератора;

- тубус установлен и закреплен на газогенераторе в положении, близком к вертикальному;

- между пусковой ампулой, отсечным клапаном и тубусом совместно с резиновыми уплотнительными кольцами установлены поддерживающие кольца из фторопласта;

- по периферии на входе в ампулу и в корпусе тубуса выполнены дренажные отверстия, а на корпусе тубуса приварены угольники для подсоединения дренажных трубопроводов;

- в ампуле с пусковым горючим перегородки с заправочным и сливным устройствами разнесены по длине ампулы и выполнены с минимальными осевыми габаритными размерами и площадью проходных сечений, при этом заправочное устройство установлено на границе зон пускового горючего и подушки инертного газа;

- в ампуле с пусковым горючим мембранные узлы выполнены с минимальными осевыми габаритными размерами, при этом в хвостовиках поршней установлены спиральные пружины с отогнутыми стопорными кольцами.

На фиг.1 представлена компоновка устройства для химического зажигания компонентов топлива в газогенераторе, соединенном с турбонасосным агрегатом (ТНА).

На фиг.2 приведен продольный разрез устройства, для химического зажигания компонентов топлива.

На фиг.3 показан тубус ампулы ГГ.

На фиг.4 представлен продольный разрез ампулы с пусковым горючим, состоящей из следующих основных деталей и сборочных единиц, где:

1 - устройство для химического зажигания компонентов топлива;

2 - угольник;

3 - газогенератор;

4 - турбонасосный агрегат;

5 - штуцер дренажа воздушного пузыря;

6 - тубус ампулы газогенератора (ГГ);

7 - ампула с пусковым горючим;

8 - корпус;

9 - отсечный клапан;

10 - пиропатрон;

11 - корпус ампулы;

12 - мембранные узлы;

13 - труба;

13а - мембраны;

14 - профилированный переходник;

15 - резиновые уплотнительные кольца;

16 - фторопластовые кольца;

17 - отверстия дренажные;

18, 18а - дренажные отверстия;

19 - отверстия продувки.

20 - дренажные угольники;

21 - перегородки корпуса;

22 - заправочное устройство;

24 - зона пускового горючего;

25 - зона подушки с инертным газом;

26 - сливное устройство;

27 - поршень;

28 - хвостовик поршня;

29 - спиральная пружина;

30 - коллектор дренажа воздуха;

31 - коллектор дренажа смеси воздуха с горючим;

32 - коллектор подвода горючего в ГГ;

33 - штуцер выхода «Г» на газогенератор;

34 - перегородка;

35 - трубопровод;

h - зазор между ампулой с пусковым горючим и профилированным переходником;

А - зазор между тубусом и пусковой ампулой;

Т - торец профилированного переходника;

l - длина штуцера;

П1 - полость ампулы с нейтральным газом;

П2 - полость между ампулой и отсечным клапаном.

Устройство для химического зажигания компонентов топлива 1 при помощи угольника 2 и крепления установлено на газогенераторе 3 (фиг.1), который соединен с ТНА 4. Для дренажа газового пузыря на корпусе устройства приварен штуцер 5.

Устройство для химического зажигания 1 (фиг.2) содержит тубус ампулы газогенератора (ГГ) 6 цилиндрической формы, в которой вставлена цилиндрической формы ампула с пусковым горючим 7, поджатая ввернутым в корпус 8 (фиг.3) тубуса отсечным клапаном 9 (фиг.2).

В отсечном клапане 9 установлен пиропатрон 10 для обеспечения его срабатывания.

Ампула с пусковым горючим (фиг.4) 7 состоит из корпуса 11, мембранных узлов 12 на входе и выходе, мембраны 13 а которых герметично закреплены по периферии ее корпуса.

На входе в тубус ампулы газогенератора (ГГ) 6 установлен профилированный переходник 14 (фиг.3), а между ним и корпусом 8 вварена труба 13.

Для дренажа воздушного пузыря из тубусов 6 устройства 1 установлен и закреплен на газогенераторе 3 в положении, близком к вертикальному.

Между ампулой с пусковым горючим 7, отсечным клапаном 9 и тубусом 6 установлены резиновые уплотнительные кольца 15 и поддерживающие их фторопластовые кольца 16 (фиг.2).

Для дренирования воздушно-горючей смеси по периферии на входе в ампулу 7 выполнены дренажные отверстия 17 (фиг.4), а в корпусе 8 тубуса 6 - дренажные отверстия 18, 18а, отверстие продувки 19 (фиг.3). На корпусе 18 тубуса 6 приварены дренажные уголки 20 для подсоединения к ним дренажных трубопроводов.

В ампуле с пусковым горючим 7 перегородки 21 корпуса 11 разнесены по длине для увеличения объема пускового горючего и выполнены с минимальным осевыми и габаритными размерами для уменьшения массы ампулы.

Заправочное устройство 22 установлено на границе зоны 24 пускового горючего и зоны 25 подушки с инертным газом. Сливное устройство 26 расположено в нижней точке ампулы с учетом пространства для хода поршня 27.

Мембранные узлы 12 выполнены с минимальными осевыми габаритными размерами для уменьшения длины ампулы, при этом в хвостовиках 28 поршней 27 (фиг.4) установлены спиральные пружины 29 с отогнутыми стопорными кольцами для удержания поршней 27 в крайних положениях после прорыва мембраны 13а от давления пускового горючего. Для направления хода поршней 27 предназначены перегородки 34.

Для организации дренажа и подвода горючего в газогенератор между корпусом 8 тубуса 6 (фиг.2), ампулой пускового горючего 7 и отсечным клапаном 8 выполнены коллекторы 30, 31, 32.

На выходе пускового горючего из корпуса тубуса 6 (фиг.2) на газогенератор имеется штуцер выхода «Г» 33.

Ко входу в тубус 6 ампулы газогенератора присоединен трубопровод подвода основного компонента «Г» на газогенератор.

Между ампулой с пусковым горючим (фиг.2) и профилированным переходником 14 обеспечен минимальный зазор h с учетом технологических припусков деталей и усадки материала в сварных швах.

Отвод воздуха из объема между профилированным переходником 14 и ампулой с пусковым горючим 7 осуществляется через полость, образованную между тубусом 6 и ампулой (зазор А). Штуцер 33 выхода «Г» на газогенератор 1 выполнен минимальной длины для уменьшения времени прохождения горючего.

Для компенсации температурных изменений объема пускового горючего в ампуле предусмотрена полость П1 с нейтральным газом (фиг.4).

Между ампулой с пусковым горючим 7 и отсечным клапаном 9 имеется полость П2, из которой через отверстие 18а дренируется воздушно-горючая смесь пред запуском газогенератора.

Устройство для химического зажигания компонентов топлива в ЖРД работает следующим образом(см. фиг.1).

Горючее под давлением от ТНА через регулятор (на фиг.1 не показан) поступает в полость «П» на входе в тубус 6 ампулы ГГ (см. фиг.2) через профилированный переходник 14.

Переходник своим торцем Т заходит внутрь ампулы с пусковым горючим 7, не перекрывая при этом ее дренажных отверстий 17. Заполняя полость «П» горючее выталкивает находящийся в ней воздушный пузырь через дренажные отверстия 17 в зазор А между тубусом 6 и ампулой с пусковым горючим 7.

Поскольку тубус 6 установлен в положении, близком к вертикальному, то воздушный пузырь, проходя пространство образованное зазором А, поступает в коллектор 30, далее в штуцер 5 и дренируются через подсоединенный к нему трубопроводов фиг.1 не показан) в стендовую систему при наземных испытаниях двигателя или в дренажную систему двигателя в полете изделия. Дальнейшее нарастание давления на входе в ампулу с пусковым горючим вызывает разрыв мембраны 13а (см. фиг.4) и сдвижку поршня 27 до упора в перегородку 34. Освободившиеся при этом отогнутые концы спиральной пружины 29 расходятся в стороны и зацепляются за торец Т1, не позволяя поршню 27 совершать обратное движение навстречу потоку под действием гидроудара потока. При дальнейшем движении горючего происходит нарастание давления в ампуле с пусковым горючим 7, что приводит к сжатию нейтрального газа в полости «П₁» (зона 26), после чего происходит прорыв мембраны 13а мембранного узла 12 на выходе из ампулы и сдвижка поршня 27 до упора в перегородку 34.

Унитарное, однокомпонентное пусковое горючее, загорающееся при контакте с воздухом поступает в коллектор 32 между отсечным клапаном 9 и корпусом 8 тубуса 6 ампулы ГГ, а поскольку на запуске газа генератора клапан находится в открытом состоянии, то пусковое горючее дальше поступает в газогенератор 3, где соединяясь с воздухом, самовоспламеняется, горит и создает благоприятные условия для сгорания поступающих в камеру IT компонентов топлива (окислителя и горючего). Помимо дренажа газового пузыря через штуцер 5 тубуса ГГ, по мере прохождения далее коллектора 30 по зазору между тубусом и корпусом ампулы смесь воздуха с горючим дренируется через отверстие 18 (см. фиг.3) и дренажный угольник 20 «ДГ1» и подсоединенный трубопровод в общую коробку дренажей (на фиг.1 не показаны). Через отверстие 18а в корпусе тубуса 6 и угольник 16 «ДГ2» дренируется воздух, находящийся в коллекторе 31 и полости П2 между ампулой пускового горючего 7 и отсечным клапаном 9, который через присоединенный трубопровод (на фиг.1 не показан) сбрасывается в общую коробку дренажей. Вышеприведенные мероприятия по дренированию воздушных пузырей, смеси горючего с воздухом направлены на обеспечение однородности и высокого качества поступающего в газогенератор пускового и рабочего горючего, т.е. без воздушных включений, что положительно для горения топливных компонентов без частот и вибраций. Максимальное приближение торца Т профилированного переходника 14 к ампуле с пусковым горючим (зазор h составляет 5 мм) на ее входе, укорочение трубопровода 35 (см. фиг.1) и уменьшение длины 1 штуцера 33 (см. фиг.2) на выходе из корпуса тубуса 6 на ГГ до минимального значения позволяют уменьшить присоединенные объемы, что уменьшает время поступления пускового горючего в газогенератор и интенсифицирует процесс зажигания в нем топливных компонентов.

Сокращение длины двух перегородок 21, а также осевых габаритных размеров мембранных узлов 12 позволили увеличить объем заправляемого в ампулу 7 пускового горючего, который в устройстве увеличен в 1,5-2 раза по сравнению с минимально необходимым для поджига топливных компонентов. Такое увеличение количества пускового горючего положительно сказывается на повышении надежности их зажигания в камере газогенератора.

Установка рядом с резиновыми кольцами 15 фторопластовых колец 16 исключает разрушение первых и продавливание их в щелевой зазор между тубусом и отсечным клапаном, т.е. повышает надежность работы уплотнений и улучшает герметичность соединений.

Уменьшение проходных сечений отверстий D (см. фиг.4) до необходимого значения позволило снизить диаметральные размеры перегородок 21, корпуса 11, мембранных узлов 12, что в конечном счете привело к уменьшению массы ампулы, тубуса и устройства в целом.

Заправка ампулы пусковым топливом производится в ее вертикальном положении (зона 24) до заправочного устройства 22, затем в полость П₁ нагнетается нейтральный газ, который обеспечивает компенсацию объемных изменений пускового горючего в зависимости от температуры окружающей среды и, тем самым, предотвращает разрушение ампулы от изменения внутреннего давления.

Применение спиральной пружины 29 с отгибными кольцами повышает надежность работы мембранных узлов после их срабатывания, т.к. обеспечивает удержание поршней 27 в сдвинутом состоянии и постоянство площадей проходных сечений перегородок 34 на входе и выходе ампулы с пусковым горючим.

Предложенное устройство для химического зажигания компонентов топлива в ЖРД является многократным при использовании его при огневой стендовой отработке ЖРД, т.к. обеспечивает возможность перезарядки новыми ампулами с пусковым горючим после демонтажа отработанных ампул, промывки, продувки полостей и замены уплотнительных колец разового применения.

1. Устройство для химического зажигания компонентов топлива в ЖРД, содержащее тубус, выполненный цилиндрическим, в который вставлена цилиндрической формы ампула с пусковым горючим, поджатая ввернутым в корпус тубуса отсечным клапаном и состоящая из корпуса, мембранных узлов на входе и выходе, мембраны которых герметично закреплены по периферии корпуса ампулы с возможностью разрыва их рабочей средой, отличающееся тем, что на входе в тубус установлен профилированный переходник, уменьшающий пустотный объем с воздухом на входе в ампулу до минимального.

2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что корпус тубуса своим выходом установлен через угольник непосредственно на головке газогенератора.

3. Устройство по п.1, отличающееся тем, что тубус установлен и закреплен на газогенераторе в положении, близком к вертикальному.

4. Устройство по п.1, отличающееся тем, что между пусковой ампулой, отсечным клапаном и тубусом совместно с резиновыми уплотнительными кольцами установлены поддерживающие кольца из фторопласта.

5. Устройство по п.1, отличающееся тем, что по периферии на входе в ампулу и в корпусе тубуса выполнены дренажные отверстия, а на корпусе тубуса приварены угольники для подсоединения дренажных трубопроводов.

6. Устройство по п.1, отличающееся тем, что в ампуле с пусковым горючим перегородки с заправочным и сливным устройствами разнесены по длине ампулы и выполнены с минимальными осевыми габаритными размерами и площадью проходных сечений, при этом заправочное устройство установлено на границе зон пускового горючего и подушки инертного газа.

7. Устройство по п.1, отличающееся тем, что в пусковой ампуле мембранные узлы выполнены с минимальными осевыми габаритными размерами, при этом в хвостовиках поршней установлены спиральные пружины с отогнутыми стопорными кольцами.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано в конструкции ракетных двигателей твердого топлива, преимущественно для воспламенителя многошашечного заряда всестороннего горения.

Способ получения многослойной ленты для тепловыделяющего элемента // 2499907

При получении многослойной ленты для тепловыделяющего элемента перемешивают порошки исходных компонентов экзотермической смеси и активируют указанную смесь в механоактиваторе в течение 4,5-10 минут при центробежном ускорении движения шаров от 30 до 90 g и соотношении массы смеси к массе шаров 1:20-40.

Ракетный двигатель твердого топлива // 2491441

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива с зарядом, имеющим глухой канал. .

Система запуска криогенного жидкостного ракетного двигателя космического объекта // 2486113

Изобретение относится к ракетным двигательным установкам на криогенном топливе. .

Способ подачи пускового горючего в камеру жидкостного ракетного двигателя // 2485340

Изобретение относится к ракетному двигателестроению и может быть использовано при разработке форсуночных головок камер сгорания жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), содержащих систему воспламенения.

Жидкостный ракетный двигатель // 2485339

Камера жидкостного ракетного двигателя // 2485338

Смесительная головка камеры жидкостного ракетного двигателя // 2485337

Жидкостный ракетный двигатель // 2483224

Система запуска ракетного двигателя твердого топлива и заборник давления ракетного двигателя твердого топлива // 2482321

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ). .

Устройство для лазерного воспламенения топлива в газогенераторе жидкостного ракетного двигателя // 2527500

Изобретение относится к ракетно-космической технике. В устройстве для лазерного зажигания газогенератора жидкостного ракетного двигателя, содержащего зоны сжигания и смешения компонентов топлива, содержащем источник электроэнергии, блок накачки с оптическим волокном, по меньшей мере, одну лазерную свечу зажигания с фокусирующей линзой, установленную на форсуночной плите камеры сгорания, имеющей внутреннюю и внешнюю стенки, отличающемся тем, что лазерная свеча зажигания установлена на периферии форсуночной плиты под углом к оси камеры сгорания и выполнена в виде пустотелого стакана, установленного снаружи газогенератора, соединенного металлической втулкой с внутренней полостью газогенератора, внутри стакана установлен, по меньшей мере, один микрочип-лазер, соединенный вакуумной трубкой с фокусирующей линзой на торце, загерметизированной относительно металлической втулки. Угол установки лазерной свечи к огневому днищу составляет от 60 до 80 градусов. Фокусировка лазера может быть выполнена в зоне сжигания компонентов топлива. Внутри каждого стакана установлено средство демпфирования. Средство демпфирования выполнено из материала, имеющего высокую теплопроводность. В качестве средства демпфирования может быть применена металлорезина. Внутри каждого стакана установлен аккумулятор тепла. Аккумулятор тепла выполнен в виде контейнера цилиндрической формы с центральным отверстием, полость которого полностью или частично заполнена теплоаккумулирующим материалом, и установлен концентрично оси стакана. В качестве теплоаккумулирующего материала применен тригидрат ацетата натрия. Фокусирующая линза установлена внутри металлической втулки и углублена в нее относительно внутренней поверхности внутренней стенки огневого днища газогенератора. Величина углубления фокусирующей линзы выполнена такой, что фокусирующая линза установлена внутри стакана, например около его днища. Изобретение обеспечивает повышение надежности устройства зажигания. 10 з.п. ф-лы, 17 ил.

Способ воспламенения заряда твердого топлива и ракетный двигатель твердого топлива для его реализации // 2527903

При воспламенении заряда твердого топлива зажигают воспламенительный состав, перемещают его продукты сгорания вдоль поверхности заряда, нагревают последнюю и воспламеняют. Зажжение воспламенительного состава осуществляют по частям, в несколько приемов, используя продукты сгорания уже горящей части воспламенительного состава для перемещения и распределения незажженного воспламенительного состава по свободному объему. У поверхности заряда продукты сгорания воспламенительного состава ускоряют и создают область с турбулентным режимом течения. Другое изобретение группы относится к ракетному двигателю, содержащему камеру сгорания, заряд с небронированным сопловым торцом и воспламенитель, размещенный в полости, образованной небронированным сопловым торцом заряда и углублением в сопловом дне напротив электрозапала. Воспламенитель выполнен в виде нескольких пакетов из сгораемого материала с помещенным внутрь воспламенительным составом, размещенных один над другим, и зафиксирован в полости рассекателем. Рассекатель выполнен из эластичного материала и установлен между небронированным сопловым торцом заряда и сопловым дном напротив электрозапала. Полость выполнена сообщающейся с предсопловым объемом кольцевым газоводом, выполненным по внешнему диаметру соплового днища. Группа изобретений позволяет повысить надежность воспламенения зарядов торцевого горения. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Устройство для лазерного воспламенения топлива в камере сгорания жидкостного ракетного двигателя // 2533262

Изобретение относится к устройствам воспламенения жидкостных ракетных двигателей. В устройстве для лазерного зажигания камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя, содержащем источник электроэнергии и блок лазерного излучения с волноводами, по меньшей мере, одну лазерную свечу зажигания с фокусирующим объективом, установленную на форсуночной плите камеры сгорания, имеющей внутреннюю и внешнюю стенки, что согласно изобретению каждая лазерная свеча зажигания установлена на периферии форсуночной плиты под углом к оси камеры сгорания и выполнена в виде пустотелого стакана, установленного снаружи камеры сгорания, соединенного металлической втулкой с внутренней полостью камеры сгорания, внутри стакана установлен по меньшей мере один микрочип-лазер, соединенный вакуумной трубкой с линзой на торце, загерметизированной относительно металлической втулки. Внутри каждого стакана установлено средство демпфирования. Средство демпфирования выполнено из материала, имеющего высокую теплопроводность. В качестве средства демпфирования применена металлорезина. Внутри стакана установлен аккумулятор тепла. Аккумулятор тепла выполнен в виде цилиндра с центральным отверстием и установлен концентрично оси стакана. Линза может быть установлена внутри металлической втулки и углублена в нее относительно внутренней поверхности внутренней стенки форсуночной плиты камеры сгорания. Величина углубления может составлять от 0,1 до 1,0 от диаметра фокусирующей линзы. Изобретение обеспечивает повышение надежности многократного воспламенения топлива. 9 з.п. ф-лы, 11ил.

Способ изготовления корпуса воспламенителя заряда ракетного двигателя из композиционных материалов и его конструкция // 2539939

При изготовлении корпуса воспламенителя заряда ракетного двигателя из композиционных материалов выполняют цилиндрическую оболочку. Изготовление всех разнотипных элементов оболочки ведут из разложенного на подогреваемую поверхность расчетного для каждого последовательно выполняемого технологического передела количества препрега легко деформируемой ткани, причем армирующие волокна располагают под углом. Изготовление всех разнотипных элементов оболочки выполняют закаткой на оправку с уплотнением необходимым числом циклов повторения ее до расчетного диаметра оболочки. Подогреваемая поверхность имеет рельеф, соответствующий перепадам диаметров оправки на длине, равной длине препрега ткани при выполнении данного технологического передела. Корпус воспламенителя заряда ракетного двигателя из композиционных материалов содержит цилиндрическую оболочку с наружным теплозащитным покрытием и плоским донышком с одной стороны и свободным торцом с внутренней резьбой, закрытым съемным колпачком, с другой, образующими в совокупности внутренний объем для размещения заряда с элементами его воспламенения. Внутренняя часть цилиндрической оболочки выполнена из расчетного, конструктивно объединяющего резьбу и донышко, числа слоев препрега легко деформируемой ткани с расположением армирующих волокон под углом. Внутренняя часть цилиндрической оболочки имеет в составе внутренней резьбы кольцевые слои формирующей ее профиль нити с распространением ее на цилиндрическую часть и донышко, оформленное закладной деталью с плоским торцом со стороны внутреннего объема и резьбовым хвостовиком с наружной стороны. Группа изобретений позволяет упростить конструкцию корпуса воспламенителя и повысить его технологичность. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 5 ил.

Сопло ракетного двигателя на твердом топливе // 2540190

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для использования в ракетных двигателях твердого топлива реактивных снарядов систем залпового огня. Сопло ракетного двигателя содержит корпус, дозвуковую и сверхзвуковую части сопла, а также герметизирующее-пусковое устройство с форсажной трубкой и опорой. В форсажной трубке перпендикулярно ее оси на расстоянии от выходного сечения установлен на жестких установочных элементах плоский турбулизатор. Продольные оси установочных элементов расположены в плоскостях, проходящих через ось форсажной трубки. Плоский турбулизатор выполнен с одним или несколькими отверстиями, а на его передней торцевой поверхности закреплена накладка из материала с низкой температурой абляции. Изобретение позволяет снизить разброс внутрибаллистических параметров ракетного двигателя твердого топлива в период выхода на режим. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Жидкостный ракетный двигатель // 2545613

Изобретение относится к ракетно-космической технике. В жидкостном ракетном двигателе, содержащем систему управления с бортовым компьютером, камеру, турбонасосный агрегат и газогенератор, соединенный газоводом с камерой, и запальные устройства на камере сгорания и газогенераторе, на камере сгорания и газогенераторе установлены свечи электрического зажигания, на валу турбонасосного агрегата установлен электрогенератор, а внутри газовода активатор газогенераторной смеси, а к пусковой турбине присоединен бортовой баллон сжатого воздуха. Активатор газогенераторной смеси может содержать два электрода, соединенных высоковольтными проводами с блоком высокого напряжения, который соединен с электрогенератором. Жидкостно-ракетный двигатель может содержать центральный шарнир, выполненный на газоводе на оси камеры. Центральный шарнир может быть выполнен цилиндрическим. Центральный шарнир может быть выполнен сферическим. Жидкостно-ракетный двигатель может содержать датчик числа оборотов вала ТНА, соединенный электрической связью с бортовым компьютером. Изобретение обеспечивает повышение удельной тяги и многоразовое включение. 10 з.п. ф-лы, 17 ил.

Камера сгорания жрд с электроплазменным зажиганием // 2553583

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Камера сгорания жидкостного ракетного двигателя, работающая на компонентах топлива жидкий кислород и жидкий водород или жидкий кислород и сжиженный природный газ, содержащая корпус камеры с магистралью подвода горючего на охлаждение, смесительную головку с магистралью подвода горючего, газовод с магистралью подвода окислительного генераторного газа, газораспределительную решетку, запальное устройство, закрепленное на наружной поверхности газовода, в соответствии с изобретением в центре газовода, газораспределительной решетки и центральной втулки корпуса имеется гильза, которая одним концом жестко закреплена с корпусом газовода, а другим по наружной поверхности устанавливается по конусу в центральную втулку корпуса смесительной головки и на конце внутренней поверхности гильзы имеются центрирующие ребра, по которым свободным концом устанавливается запальное устройство. Изобретение обеспечивает повышение надежности и многоразовый запуск камеры сгорания. 2 ил.

Камера жидкостного ракетного двигателя или газогенератора // 2555021

Изобретение относится к области ракетостроения и, в частности, к камере жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) или газогенератора с лазерным зажиганием компонентов топлива. Камера ЖРД или газогенератора содержит силовой корпус, смесительную головку с форсунками окислителя и горючего, закрепленными на огневом днище, камеру сгорания с соплом, при этом корпус камеры имеет внешнюю силовую оболочку и внутреннюю огневую стенку, между которыми расположен тракт регенеративного охлаждения, и лазерное устройство для воспламенения компонентов топлива, при этом лазерное устройство включает штуцер, герметично установленный в отверстии, выполненном в стенке силового корпуса на ее боковой поверхности, и свечу лазера, при этом место крепления штуцера к корпусу выбрано таким образом, чтобы луч лазера, выходящий из него, был сфокусирован в зоне обратных токов и вблизи внутренней огневой стенки, в которой установлен штуцер, при этом зона обратных токов расположена на минимально возможном расстоянии от огневого днища смесительной головки и от внутренней огневой стенки, которое определяется экспериментально на модельных установках. Изобретение обеспечивает повышение надежности и многократность воспламенения топливной смеси в камере двигателя или газогенераторе. 6 з.п. ф-лы, 2 ил.

Газодинамический воспламенитель основной топливной смеси в проточном тракте // 2555601

Изобретение относится к акустической теплотехнике. Газодинамический воспламенитель содержит форкамеру с выходным отверстием, ускоритель с соплом, акустический резонатор и магистрали с регулирующими клапанами подвода окислителя и горючего к ускорителю. Ускоритель с соплом и акустический резонатор размещены в форкамере соосно и напротив друг друга с поперечным зазором. Воспламенитель также содержит камеру дожигания с головкой на входе и соплом на выходе, установленную на одной оси последовательно за ускорителем и форкамерой и соединенную с ними гидравлически. Выходное отверстие форкамеры выполнено в виде центрального сквозного отверстия в головке и сообщается с проточным трактом через сопло камеры дожигания. Головка снабжена кольцевым коллектором с форсунками, обращенными в сторону сопла камеры. Магистраль горючего после регулирующего клапана на входе сообщается с ускорителем и дополнительно с кольцевым коллектором головки через пневматические регулирующие клапаны. Полость форкамеры соединяется магистралью подвода газа с пневматическим регулирующим клапаном в магистрали подвода горючего к ускорителю. Полость проточного тракта соединяется магистралью подвода газа с пневматическим регулирующим клапаном в магистрали подвода горючего к кольцевому коллектору головки камеры дожигания. Изобретение позволяет повысить надежность воспламенения топливной смеси, исключить возможность прогара воспламенителя за счет перегрева конструкции, сократить время задержки воспламенения топливной смеси, расширить номенклатуру воспламеняемых газообразных компонентов и повысить надежность работы воспламенителя. 3 з.п. ф-лы, 5 ил.

Камера сгорания жрд с электроплазменным зажиганием // 2561796

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 обеспечивает снижение массы, а также упрощение конструкции узла крепления и качания двигателя. 2 ил.