Рама четырехкамерного жидкостного ракетного двигателя

Авторы патента:

Демин Михаил Иванович (RU)

Усманский Эрнест Викторович (RU)

Гольба Анатолий Викторович (RU)

Кузнецов Александр Васильевич (RU)

Туртушов Валерий Андреевич (RU)

F02K9/60 - конструктивные элементы; детали (способы и устройства для пуска и зажигания F02K 9/95; ракетные сопла F02K 9/97)

Владельцы патента RU 2527006:

Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" (RU)

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в жидкостных ракетных двигателях для монтажа 4 камер, ТНА, других агрегатов в единую двигательную установку и передачи создаваемой ею тяги на корпус ракеты. Рама четырехкамерного жидкостного ракетного двигателя содержит привалочный и нижний шпангоуты, стойки, опоры, бобышки с установочными отверстиями, бобышки для крепления двигателя к изделию, косынки коробчатого сечения, при этом она выполнена в виде цельносварной пространственной фермы, геометрические оси стоек которой, соединяющих привалочный и нижний шпангоуты, пересекаются в одной точке с опорными бобышками и опорами, образуя треугольники, а соединения стоек с опорными бобышками и опорами произведено при помощи пластин и ребер, на опорах нижнего шпангоута при помощи болтов и гаек закреплены траверсы с подшипниками для установки камер, опора со стороны малой траверсы снабжена приваренной к ней пластиной с платиками под установку пиротехнического и технологического фиксаторов, а на периферии рамы установлены устройства крепления рулевых приводов, кроме того, в опорах рамы просверлены несквозные отверстия для установки стапельного оборудования, на нижнем шпангоуте в месте установки большой траверсы выполнены две опоры с пространственным промежутком, со стороны малой траверсы в косынках коробчатого сечения между стойками и привалочным шпангоутом, а также в опоре под малую траверсу выполнены отверстия для установки технологического такелажного оборудования, при этом установочные отверстия в опорных бобышках выполнены с классными поверхностями под установку шпилек, на торцах опорных бобышек, контактирующих с гайками крепления рамы к изделию, имеются несквозные отверстия для лапы стопорной шайбы, а в юбках опор просверлены сквозные контровочные отверстия, кроме того, в стенках с нижней стороны стоек просверлены отверстия, через которые часть внутренней полости стоек заполнена пеной, опорные бобышки привалочного шпангоута и опоры нижнего шпангоута рамы механически обработаны с обеспечением их параллельности. Изобретение обеспечивает повышение жесткости конструкции рамы, расширение ее функциональных возможностей, а именно обеспечение качания камер в одной плоскости и фиксации их в нулевом положении, снижение массы конструкции рамы. 5 з.п. ф-лы, 17 ил.

Известен жидкостный ракетный двигатель (патент, Россия, №2158838, МПК F02K 9/95, опубл. 20.11.2000 г.), в котором рама выполнена разборной и содержит две зеркально симметричные секции, состоящие из стержней, соединенных сваркой, скрепленных между собой через плоское стержневое сочленение, имеющее форму крестовины, а в качестве стержней используют трубчатые стержни, при этом узел крепления включает две цапфы, вставленные в подшипниковые узлы опор для восприятия усилий от двигателя, а опора выполнена на раме в виде траверсы.

Данная конструкция рамы обладает рядом недостатков. Наиболее существенным из них является отсутствие замкнутых шпангоутов: привалочного и нижнего, что значительно снижает ее прочностные и жесткостные характеристики на двигателе, не состыкованным с изделием. Конструкция рамы также не позволяет соединить в общую двигательную установку четыре камеры. На раме отсутствует устройство для фиксации камер в нулевом положении, а также элементы, необходимые для установки такелажного технологического оборудования.

Известна рама четырехкамерного жидкостного ракетного двигателя (Рабочие чертежи 8Д715-25Д, техническое описание 11Д55-00. ТО двигателя 11Д55 разработки ОАО КБХА, г.Воронеж, см. фиг.1, прототип. На фиг.2 приведена компоновка двигателя 11Д55 с рамой 8Д715-25Д), содержащая привалочный шпангоут 1, нижний шпангоут 2 и стойки 3. Рама выполнена в виде пространственной фермы. Привалочный шпангоут 2 служит для установки и крепления двигателя на изделии и для передачи силы тяги на привалочную плоскость «П» изделия. Шпангоут имеет три бобышки 4 с установочными отверстиями для фиксации положения двигателя на изделии и 24 бобышки 5 для крепления двигателя. В местах приварки стоек 3 к привалочному шпангоуту 1 имеются опорные бобышки 6, предназначенные для передачи усилий от стоек на привалочную плоскость изделия. Узлы крепления стоек к привалочному шпангоуту усилены косынками 7 коробчатого сечения.

Нижний шпангоут 2 - плоская ферма, объединяющая четыре кольцевые опоры 8 камер двигателя (не показаны). Все узлы нижнего шпангоута усилены косынками 9 коробчатого сечения. К косынкам 9 привариваются: бобышки 10 крепления рамы ТНА, бобышки 11 крепления растяжек рулевых сопел и ушки 12 крепления растяжек ТНА в плоскостях стабилизации.

Стойки 3 передают усилия от силы тяги двигателя на привалочный шпангоут 1.

Наиболее нагруженные стойки изготовлены из труб ⌀30×1, остальные - из труб ⌀024×1. Материал рамы - сталь 12Х2НВФА (ЭИ 712).

Конструкция рамы обеспечила ее небольшую массу, прочность и жесткость. Силовым элементом двигателя, воспринимающим все статические и динамические нагрузки, является рама 13.

К кольцевым опорам 14 со специальными бобышками 15 крепятся за кронштейны 16 четыре камеры 17. Камеры 17 к раме 13 крепятся болтами (на фиг.2 не показаны).

Двигатель крепится к изделию верхним привалочным шпангоутом 18 рамы и фиксируется относительно изделия тремя установочными штифтами (на фиг.2 не показаны), контактирующими с классными отверстиями 19 в раме.

К недостаткам известного технического устройства следует отнести невысокую жесткость пространственной фермы, т.к. стойки между привалочным и нижним шпангоутами расположены под различными углами и не образуют треугольники, которые придают высокую жесткость ферме, а составляют трапеции, прямоугольники, т.е. фигуры, не обеспечивающие максимальную жесткость конструкции рамы.

Кроме того, конструкция рамы снабжена узлами крепления камер в неподвижном состоянии и не позволяет качать камеры вокруг оси поворота с фиксацией их в нулевом положении.

Недостатком известной рамы является невысокая технологичность ее сборки, монтажа камер, кантования и сборки двигателя.

Установка рамы в изделие осуществлена автономными опорными бобышками по трем фиксаторам, в связи с чем количество бобышек на привалочном шпангоуте увеличено по сравнению с необходимым количеством.

Для устранения шумов во внутренних полостях стоек рамы от частиц, образующихся при сварке, во внутренние полости устанавливаются технологические пыжи и заливается лак.

Однако вследствие периодически возникающей негерметичности по сварным швам стоек со шпангоутами происходит утечка лака через микротрещины в этих швах.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение жесткости конструкции рамы, расширение ее функциональных возможностей, а именно обеспечение качания камер в одной плоскости и фиксации их в нулевом положении, улучшение технологичности ее сборки, монтажа камер, кантования и сборки двигателя, оптимизации установки рамы в изделие, а также повышение надежности устранения шумов внутри стоек от частиц, повышение точности установки геометрических осей камер, снижение массы конструкции рамы.

Поставленная задача достигается тем, что рама четырехкамерного жидкостного ракетного двигателя содержит привалочный и нижний шпангоуты, стойки, опоры, бобышки с установочными отверстиями, бобышки для крепления двигателя к изделию, косынки коробчатого сечения, при этом она выполнена в виде цельносварной пространственной фермы, геометрические оси стоек которой, соединяющих привалочный и нижний шпангоуты, пересекаются в одной точке с опорными бобышками и опорами, образуя треугольники, а соединения стоек с опорными бобышками и опорами произведено при помощи пластин и ребер, на опорах нижнего шпангоута при помощи болтов и гаек закреплены траверсы с подшипниками для установки камер, опора со стороны малой траверсы снабжена приваренной к ней пластиной с платиками под установку пиротехнического и технологического фиксаторов, а на периферии рамы установлены устройства крепления рулевых приводов, кроме того, в опорах рамы просверлены сквозные отверстия для установки стапельного оборудования, на нижнем шпангоуте в месте установки большой траверсы выполнены две опоры с пространственным промежутком, со стороны малой траверсы в косынках коробчатого сечения между стойками и привалочным шпангоутом, а также в опоре под малую траверсу выполнены отверстия для установки технологического такелажного оборудования, при этом установочные отверстия в опорных бобышках выполнены с классными поверхностями под установку шпилек, на торцах опорных бобышек, контактирующих с гайками крепления рамы к изделию, имеются несквозные отверстия для лапы стопорной шайбы, а в юбках опор просверлены сквозные контровочные отверстия, кроме того, в стенках с нижней стороны стоек просверлены отверстия, через которые часть внутренней полости стоек заполнена пеной, опорные бобышки привалочного шпангоута и опоры нижнего шпангоута рамы механически обработаны с обеспечением их параллельности.

На фиг.3 представлена рама четырехкамерного жидкостного ракетного двигателя (ЖРД), основными элементами которой являются:

1 - привалочный шпангоут;

2 - нижний шпангоут;

3 - стойки;

4, 5 - бобышки;

6, 8 - опоры;

7 - установочные отверстия;

10 - косынки;

11 - пластины;

12 - ребра;

14 - большая траверса;

15 - малая траверса;

35 - привалочная плоскость;

36 - промежуток между опорами;

40 - плоскость опор нижнего шпангоута.

На фиг.4 показан четырехкамерный ЖРД с рамой, на которой смонтированы его агрегаты, где:

9 - двигатель;

17 - камера.

На фиг.5 приведен разрез А-А по малой траверсе и платикам под установку фиксаторов, где:

16 - подшипники;

18 - пластина с платиками;

19, 20 - платики.

На фиг.6 дан разрез Б-Б по месту крепления большой траверсы к опорам 8, где:

13 - болты.

На фиг.7 показано сечение по месту установки пиротехнического фиксатора и технологического фиксатора, где:

21 - пиротехнический фиксатор;

22 - технологический фиксатор.

На фиг.8 схематично приведена установка рулевого привода в раме:

23 - устройство крепления рулевого привода;

24 - рулевой привод.

На фиг.9 представлен вид на фиксирующие отверстия для стапеля сборки рамы, где:

25 - несквозные отверстия для стапельного оборудования.

На фиг.10 представлен вид на отверстия для установки такелажного оборудования:

26 - отверстия для такелажного оборудования.

На фиг.11 представлены разрезы по бобышкам 4 с установочными отверстиями 7 и бобышкам 5 в месте крепления рамы к изделию:

27, 27а - шпильки изделия;

28 - гайки;

29 - несквозные отверстия в опорах;

30 - лапа стопорной шайбы;

31 - стопорная шайба;

32 - юбка опоры;

33 - контровочные отверстия;

37 - классные поверхности установочных отверстий;

38 - торец опорной бобышки;

39 - классные поверхности установочных шпилек.

На фиг.12 показана стойка рамы с отверстием в стенке и пеной в ее внутренней полости, где:

34 - стенка стойки.

Рама четырехкамерного жидкостного ракетного двигателя (см. фиг.3) содержит привалочный шпангоут 1, нижний шпангоут 2, стойки 3, опоры 6, 8, бобышки 4 с установочными отверстиями 7, бобышки 5, косынки 10 коробочного сечения, пластины 11, ребра 12, болты 13 (фиг.6), большую траверсу 14, малую траверсу 15, подшипники 16 для установки камер 17 (фиг.4, 5).

Со стороны малой траверсы 15 опора 6 снабжена приваренной к ней пластиной 18 с платиками 19, 20 под установку пиротехнического фиксатора 21 и технологического фиксатора 22 (фиг.7). На периферии рамы установлены устройства 23 (фиг.3) крепления рулевых приводов 24 (фиг.8). В опорах 6, 8 рамы просверлены несквозные отверстия 25 для установки стапельного оборудования (не показано) (фиг.9). На нижнем шпангоуте 2 установлены две опоры 8 с пространственным промежутком 36 для монтажа камеры 17 в раму (фиг.3). Со стороны малой траверсы 15 в косынках 10 коробчатого сечения между стойками 3 и привалочным шпангоутом 1, а также в опоре 6 выполнены отверстия 26 для установки технологического такелажного оборудования (фиг.10). Установочные отверстия 7 в опорных бобышках 4 просверлены с классными поверхностями 37 под установку шпилек 27, имеющих классные центрирующие поверхности 39 (фиг.11). На торцах 38 опорных бобышек 4, 5, контактирующих с гайками 28 крепления рамы к изделию, имеются несквозные отверстия 29 для лапы 30 стопорной шайбы 31, а в юбках 32 опор просверлены сквозные контровочные отверстия. В стенках 34 (фиг.12) с нижней стороны стоек 3 просверлены отверстия, через которые часть внутренней полости стоек заполнена пеной.

Основными функциональными назначениями рамы являются следующие:

1. Объединение агрегатов, блоков, узлов трубопроводов, теплозащиты в единую связку.

2. Передача усилия тяги двигателя на фланец бака ракеты.

3. Обеспечение качания камер в одной плоскости для управления вектором тяги.

4. Повышение технологичности сборки двигателя за счет улучшения условий доступа к агрегатам путем кантования двигателя на 360° вокруг оси такелажного оборудования.

5. Фиксация подвижных частей двигателя (блоков камер) при транспортировании от завода-изготовителя до монтажно-испытательного комплекса (МИК) при помощи технологического фиксатора и от МИКа до стартовой площадки при помощи пирофиксатора.

Рама четырехкамерного жидкостного ракетного двигателя работает следующим образом.

Усилие от тяги работающего двигателя 9 (фиг.4) передается через цапфы камер на подшипники 16, траверсы 14, 15, опоры 6, 8 нижнего шпангоута 2, стойки 3, привалочный шпангоут 1 на фланец бака изделия (не показаны). При помощи рулевых приводов 24, закрепленных в устройствах 23, расположенных на периферии рамы, для управления векторами тяги производится поворот (качание) камер двигателя в одной плоскости в цапфах, установленных в подшипниках 16, запрессованных в траверсы 14, 15 рамы.

Поворачиваясь в осях такелажного оборудования (кантователя), рама вместе с агрегатами двигателя обеспечивает доступный подход для проведения сборочных и сварочных работ, транспортировку и монтаж двигателя в изделие.

Обеспечивая фиксацию камер двигателя в «нулевом» положении, рама предотвращает их повреждения при транспортировании и монтажных работах.

Устанавливаясь своими тремя установочными отверстиями бобышек по классным поверхностям шпилек фланца бака, рама обеспечивает точную центровку двигателя относительно ракеты и надежную контровку крепежных гаек.

Исключая шум внутри полостей стоек, заполненных пеной, рама облегчает проверку двигателя на отсутствие шумов во внутренних его полостях.

Таким образом, предложенное техническое решение позволит повысить прочность и жесткость рамы, расширить ее функциональные возможности (качание и фиксацию камер, крепление рулевых приводов), повысить технологичность ее сборки, монтажа камер, кантования и сборки двигателя, оптимизировать установку ее в изделие, повысить надежность устранения шумов во внутренних полостях стоек от частиц, образующихся при сварочных работах.

Кроме перечисленных положительных эффектов, конструктивное исполнение рамы позволяет снизить ее массу за счет уменьшения вдвое опорных бобышек (12 вместо 24 у прототипа), стоек, косынок, исключение кронштейнов и т.д., выполнение траверс из легкого алюминиевого сплава, а также приварки стоек к опорным бобышкам через пластины и ребра вместо откосов коробчатого сечения (у прототипа).

После сборки и сварки входящих деталей рама механически обработана (отфрезерована) по опорным бобышкам привалочного (плоскость 35) и опорам (плоскость 40) нижнего шпангоутов с выполнением их параллельности с высокой точностью, что является одним из составляющих обстоятельств обеспечения точности выставления геометрических осей камер перпендикулярно привалочной плоскости двигателя.

1. Рама четырехкамерного жидкостного ракетного двигателя, содержащая привалочный и нижний шпангоуты, стойки, бобышки с установочными отверстиями, бобышки для крепления двигателя к изделию, косынки коробчатого сечения, отличающаяся тем, что, она выполнена в виде цельносварной пространственной фермы, геометрические оси стоек которой, соединяющих привалочный и нижний шпангоуты, пересекаются в одной точке с опорными бобышками и опорами, образуя треугольники, а соединения стоек с опорными бобышками и опорами произведено при помощи пластин и ребер.

2. Рама по п.1, отличающаяся тем, что, на опорах нижнего шпангоута при помощи болтов и гаек закреплены траверсы с подшипниками для установки камер, опора со стороны малой траверсы снабжена приваренной к ней пластиной с платиками под установку пиротехнического и технологического фиксаторов, а на периферии рамы установлены устройства крепления рулевых приводов.

3. Рама по п.1, отличающаяся тем, что в ее опорах просверлены сквозные отверстия для установки стапельного оборудования, на нижнем шпангоуте в месте установки большой траверсы выполнены две опоры с пространственным промежутком, со стороны малой траверсы в косынках коробчатого сечения между стойками и привалочным шпангоутом, а также в опоре под малую траверсу выполнены отверстия для установки технологического такелажного оборудования.

4. Рама по п.1, отличающаяся тем, что установочные отверстия в опорных бобышках выполнены с классными поверхностями под установку шпилек, на торцах опорных бобышек, контактирующих с гайками крепления рамы к изделию, имеются несквозные отверстия для лапы стопорной шайбы, а в юбках опор просверлены сквозные контровочные отверстия.

5. Рама по п.1, отличающаяся тем, что в стенках с нижней стороны стоек просверлены отверстия, через которые часть внутренней полости стоек заполнена пеной.

6. Рама по п.1, отличающаяся тем, что опорные бобышки привалочного шпангоута и опоры нижнего шпангоута рамы механически обработаны с обеспечением их параллельности.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при изготовлении ракетных установок с четырехкамерным жидкостным ракетным двигателем. Жидкостный ракетный двигатель, включающий четыре камеры, закрепленные на раме, прикрепленный к раме турбонасосный агрегат, имеющий турбину, насосы окислителя и горючего, тепловую защиту, трубопроводы подачи окислителя и горючего в газогенератор и камеры двигателя, согласно изобретению, содержит раму, выполненную в виде цельносварной пространственной фермы, состоящей из привалочного и нижнего шпангоутов, соединенных между собой стержнями, при этом к нижнему шпангоуту прикреплены траверсы с подшипниками, в которые вставлены цапфы камер для их поворота вокруг оси качания, кроме того, двигатель содержит четыре изогнутых магистрали подачи окислительного газа, единый концевой коллектор которых соединен с выходом турбины, а восемь других колен - с соответствующими головками камер, причем в магистралях перпендикулярно оси качания камер расположены блоки гибких трубопроводов с сильфонами, одним стыком соединенные с неподвижной частью магистрали, а другим - с ее подвижной частью, входящей в качающийся в одной плоскости блок камеры.

Устройство крепления теплозащиты к раме двигателя (варианты) // 2520598

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для креплений разделительных устройств блоков ступеней ракет-носителей, устанавливаемых на теплозащитах двигателей.

Способ изготовления сопла камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя // 2519003

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при разработке и изготовлении сопел камер сгорания жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).

Соосно-струйная форсунка // 2505698

Изобретение относится к области энергетических установок, а именно к устройствам для перемешивания и распыливания компонентов топлива, и может быть использовано при разработке форсунок и смесительных головок жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).

Способ подачи компонентов топлива в камеру трехкомпонентного жидкостного ракетного двигателя и соосно-струйная форсунка для реализации указанного способа // 2502887

(57) Изобретение относится к области жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Способ подачи компонентов топлива в камеру трехкомпонентного кислородно-керосиново-водородного жидкостного ракетного двигателя заключается в подаче указанных компонентов в камеру через коаксиальные соосно-струйные форсунки, содержащие полый наконечник, соединяющий полость окислителя с зоной горения, втулку, охватывающую с зазором наконечник и соединяющую полость горючего с зоной горения, расположенные в смесительной головке по концентрическим окружностям и образующие центральную и периферийную зоны.

Способ подачи компонентов топлива в камеру трехкомпонентного жидкостного ракетного двигателя // 2502886

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД). Способ подачи компонентов топлива в камеру трехкомпонентного жидкостного ракетного двигателя, преимущественно, кислородно-керосинового-водородного, заключающийся в подаче указанных компонентов в камеру через коаксиальные соосно-струйные форсунки, содержащие полый наконечник, соединяющий полость окислителя с зоной горения, втулку, охватывающую с зазором наконечник и соединяющую полость горючего с зоной горения, расположенные в смесительной головке по концентрическим окружностям и образующие центральную и периферийную зоны, при этом на режиме первой ступени кислород в полость камеры сгорания подают через полый наконечник с развитой выходной поверхностью коаксиальной соосно-струйной форсунки, водород - через профилированный зазор между наконечником и втулкой указанной форсунки, керосин - через каналы, которые выполняют во втулке, при этом выходная часть упомянутых каналов открывается в полость камеры сгорания, а входная - соединяется с полостью блока керосина; на режиме второй и последующих ступеней кислород в полость камеры сгорания подают через полый наконечник с развитой выходной поверхностью коаксиальной соосно-струйной форсунки, а водород - через профилированный зазор между наконечником и втулкой указанной форсунки.

Способ подачи компонентов топлива в камеру трехкомпонентного жидкостного ракетного двигателя и соосно-струйная форсунка для реализации указанного способа // 2501967

Группа изобретений относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД). Способ подачи компонентов топлива в камеру трехкомпонентного жидкостного ракетного двигателя, преимущественно кислородно-керосинового-водородного, заключается в подаче указанных компонентов в камеру через коаксиальные соосно-струйные форсунки, содержащие полый наконечник, соединяющий полость окислителя с зоной горения, втулку, охватывающую с зазором наконечник и соединяющую полость горючего с зоной горения, расположенные в смесительной головке по концентрическим окружностям и образующие центральную и периферийную зоны.

Жидкостный ракетный двигатель // 2497010

Изобретение относится к ракетной технике. Жидкостный ракетный двигатель содержит газогенератор, турбонасосный агрегат, агрегаты питания и регулирования, камеру со смесительной головкой, включающей корпус, блок подачи окислителя, преимущественно кислорода, блок подачи основного горючего, блок подачи дополнительного горючего, блок огневого днища.

Жидкостный ракетный двигатель // 2493410

Изобретение относится к области энергетических установок, а именно - к устройствам для перемешивания и распиливания компонентов топлива, и может быть использовано при разработке жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), особенно работающих на трехкомпонентном топливе.

Жидкостный ракетный двигатель // 2490506

Изобретение относится к области энергетических установок, а именно - к устройствам для перемешивания и распыливания компонентов топлива, и может быть использовано при разработке жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), особенно работающих на трехкомпонентном топливе.

Устройство для защиты жидкостного ракетного двигателя (жрд) от статического электричества // 2553585

Изобретение относится к области жидкостных ракетных двигателей. В устройстве для защиты жидкостного ракетного двигателя от статического электричества, содержащем токопроводящие перемычки, закрепленные при помощи винтов и гаек одним концом к установочным элементам на корпусах пироклапанов, другим концом - к бобышкам на раме двигателя, пиропатроны, ввернутые в пироклапаны, бобышки заземления на раме, провода заземления, в котором согласно изобретению между резьбовой частью пиропатронов и ответной резьбой гнезда пироклапана, резьбой на корпусе пироклапана и резьбой тубуса пусковой ампулы газогенератора, а также в местах крепления перемычек и заземления нанесена токопроводящая эмаль, уменьшающая активное сопротивление электрической цепи и служащая одновременно средством контровки резьбовых соединений, с конструкциями узлов с пироклапанами соединены трубопроводы, к которым закреплены электрические перемычки, связанные с рамой двигателя при помощи крепежных элементов, на поперечной растяжке его рамы размещены по крайней мере две бобышки с подсоединенными к ним проводами заземления. Изобретение обеспечивает повышение надежности электрических цепей для снятия электростатического электричества с пиросредств. 2 з.п. ф-лы, 16 ил.

Дренажное устройство жидкостного ракетного двигателя // 2575239

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано в системах дренажа жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) для удаления утечек топливных компонентов, паров и других отходов, выделяемых при функционировании агрегатов. Дренажное устройство ЖРД, содержащее корпуса дренажей, приваренные к корпусам элементы трубопроводной арматуры для подсоединения к ним труб дренажей, установленные в корпусах заглушки консервации, резиновые прокладки, крышка, пластина, в нем дренажные трубы объединены в две группы: окислителя и горючего, и пристыкованы к угольникам на корпусах коробок дренажей окислителя и горючего соответственно, при этом заглушки консервации выполнены съемными и закреплены в корпусах при помощи резьбовых крепежных элементов и загерметизированы при помощи уплотнительных прокладок, на выходе из угольников выполнены цилиндрические отверстия с классом шероховатости поверхностей Н9 (не менее 0,8) для подсоединения наконечников стендовых трубопроводов, снабженных уплотнительными кольцами, снаружи фланца на выходе из коробки дренажей горючего выполнена резьба, на которую наворачивается технологическая заглушка, а снаружи фланца на выходе из коробки дренажей окислителя выполнен бурт с шестью резьбовыми отверстиями для установки винтов крепления и технологической заглушки. Изобретение обеспечивает улучшение условий заполнения полостей горючим за счет их вакуумирования и условия запуска двигателя. 2 з.п. ф-лы, 22 ил.

Уничтожаемая система подачи топлива // 2581295

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Уничтожаемая система подачи топлива для спутника включает работающий под давлением бак из алюминиевого сплава совместно с устройством управления топливом из алюминиевого сплава в нем. Устройство управления топливом (УУТ) может обладать любыми известными на современном уровне техники признаками гидравлического транспорта, использующими капиллярное действие и поверхностное натяжение. Избранные внутренние поверхности бака и устройства УУТ покрывают покрытием на основе титана. Изобретение обеспечивает гарантированные смачиваемость и коррозионную стойкость системы доставки топлива при взаимодействии с горючим. 2 н. и 18 з.п. ф-лы, 4 ил.

Система подачи топлива и способ подавления эффекта пого // 2598508

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Система подачи топлива в ракетном двигателе, содержащая контур (4) подачи топлива, дополнительно содержит устройство изменения объема газа в контуре (4), выполненное с возможностью изменения объема газа в контуре во время функционирования ракетного двигателя. Рассмотрены также способ подавления эффекта Пого посредством изменения по меньшей мере одной частоты (50) гидравлического резонанса путем изменения расхода впрыска газа в контур (4), транспортное средство и машиночитаемый носитель информации. Изобретение обеспечивает подавление процесса вхождения в резонанс жидкого топлива в контуре подачи топлива в ракетном двигателе. 4 н. и 17 з.п. ф-лы, 14 ил.

Устройство для нагрева текучей среды // 2607427

Изобретение относится к энергетике. Устройство для нагрева текучей среды содержит первую горелку, обеспечивающую первое сгорание ограничивающего компонента топлива и избыточного компонента топлива, и первый модуль теплообменника, в котором первые газы сгорания, производимые в указанном первом сгорании, отдают тепло текучей среде. При этом устройство дополнительно содержит вторую горелку, в которую вводят с одной стороны первые газы сгорания, а с другой стороны - ограничивающий компонент топлива, для осуществления второго сгорания ограничивающего компонента топлива и, по меньшей мере, части несгоревшего избыточного компонента топлива, присутствующего в первых газах сгорания. Причём вторые газы сгорания, производимые в указанном втором сгорании, циркулируют во втором модуле теплообменника и также отдают тепло текучей среде. Таким образом, газы сгорания, производимые в каждом из сгораний, циркулируют по трубкам для газов сгорания, внутри одного и того же общего теплообменника, состоящего из указанных модулей теплообменника, в котором они отдают тепло текучей среде. Также представлена ракета-носитель, содержащая устройство для нагрева текучей среды. Изобретение позволяет повысить температуру и давление жидкого компонента топлива перед его впрыском в камеру сгорания. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 3 ил.

Соосно-струйная форсунка // 2607918

Изобретение относится к устройствам для перемешивания и распыливания компонентов топлива жидкостного ракетного двигателя. Соосно-струйная форсунка, преимущественно для камеры жидкостного ракетного двигателя, содержит, наконечник с профилированным осевым каналом, соединяющим полость одного компонента топлива с полостью камеры сгорания, и втулку, охватывающую с кольцевым зазором наконечник и соединяющую полость другого компонента топлива с полостью камеры сгорания, при этом в выходной части наконечника выполнены пилоны, взаимодействующие с внутренней поверхностью втулки и центрирующие наконечник относительно втулки, причем на цилиндрической поверхности наконечника выполнены радиальные отверстия, равномерно расположенные по окружности и соединяющие осевой канал наконечника с внутренней полостью втулки. Изобретение обеспечивает повышение полноты сгорания компонентов топлива за счет улучшения смесеобразования. 3 ил.

Многокамерный жидкостный ракетный двигатель // 2611707

Изобретение относится к ракетной технике, в которой создание жидкостных ракетных двигателей с донной тепловой защитой, предназначенной для уменьшения теплового и газодинамического воздействия продуктов сгорания работающих двигателей, является актуальной задачей. Многокамерный жидкостный ракетный двигатель, содержащий общий для всех камер турбонасосный агрегат, газогенератор, агрегаты автоматики и регулирования, раму и установленную в нижней части двигательного отсека донную защиту с цилиндрическими проемами, с установленными через них соплами, выполненными с возможностью качания камер с цапфами, взаимодействующими с траверсами, соединенными с рамой, причем на внешней части сопел камер выполнены кольцевые бурты с закрепленными на них ответными частями с зазорами относительно цилиндрических проемов донной защиты сферическими блистерами, взаимодействующими с цилиндрическими обечайками проемов донной защиты с образованием щелевых зазоров между ними. Между кольцевыми буртами на внешних частях сопел и ответными частями блистеров установлены эксцентричные компенсаторы, цилиндрические внутренние поверхности которых смонтированы с кольцевыми буртами сопел, а наружные цилиндрические поверхности которых, выполненные с эксцентриситетом относительно их цилиндрических внутренних поверхностей, смонтированы цилиндрическими поверхностями сферических блистеров, выполненных эксцентрично наружным кромкам сферических блистеров. Изобретение обеспечивает уменьшение теплового воздействия продуктов сгорания камер на агрегаты двигателя в отсеке за донной защитой при возвратном течении их от срезов сопел за счет уменьшения монтажных кольцевых щелевых зазоров между блистерами и цилиндрическими проемами донной защиты. 1 з.п. ф-лы, 9 ил.

Система и способ для подачи топлива в ракетный двигатель // 2641802

Изобретение относится к области ракетных двигателей, более конкретно к системе подачи ракетного топлива в ракетный двигатель (2), включающей в себя первый бак (3), второй бак (4), первую систему питания (6), соединенную с первым баком (3), и вторую систему питания (7), соединенную со вторым баком (4). Для охлаждения ракетного топлива, содержащегося во втором баке (4), первая система питания (6) включает в себя ответвление (12), проходящее через первый теплообменник (14), встроенный во второй бак (4). Изобретение также относится к способу подачи ракетного топлива в ракетный двигатель (2). Изобретение обеспечивает поддержание давления внутри баков выше минимального предела. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 9 ил.

Схема подачи топлива и способ охлаждения // 2642711

Изобретение относится к авиационно-космической области, и, в частности, к области летательных аппаратов, приводимых в движение ракетными двигателями. В частности, изобретение относится к схеме (6) питания для снабжения ракетного двигателя (2) по меньшей мере первым жидким топливом, причем упомянутая схема питания включает в себя по меньшей мере один буферный бак (20) для упомянутого первого жидкого топлива и первый теплообменник (18), который встроен в упомянутый буферный бак (20) и приспособлен для подсоединения к схеме (17) охлаждения для охлаждения по меньшей мере одного источника питания, чтобы охлаждать упомянутый источник тепла посредством передачи тепла первому топливу. Изобретение обеспечивает улучшение охлаждения бортовых источников тепла. 4 н. и 7 з.п. ф-лы, 3 ил.

Схема подачи топлива и способ охлаждения // 2642711