Двигательная установка реактивной системы управления летательного аппарата


 


Владельцы патента RU 2538190:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" (RU)

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть применено в конструкциях систем питания импульсных ракетных двигателей двигательных установок, использующих жидкие криогенные компоненты топлива и предназначенных для реактивных систем управления летательных аппаратов. Двигательная установка, включающая баки с магистралями 1, 2, систему наддува 3, газогенератор 4 с запальным устройством 5 для преобразования жидкого криогенного окислителя в газообразный окислитель с заданной температурой и ресивер-накопитель 6 газообразного окислителя в качестве компонента топлива блоков двигателей 7, содержит теплообменник 8 для преобразования жидкого криогенного горючего в газообразное с нагревом до заданной температуры, включенный теплопередающим трактом в магистраль на выходе газогенератора 4, теплопринимающим трактом - в магистраль подачи криогенного жидкого горючего, ресивер-накопитель 9 газообразного горючего для питания блоков двигателей 7, включенный в магистраль на выходе теплопринимающего тракта теплообменника 8, газожидкостный смеситель 10, включенный в магистраль между выходом теплопередающего тракта теплообменника 8 и входом в ресивер-накопитель 6 газообразного окислителя, при этом жидкостный вход смесителя 10 сообщен с магистралью подачи жидкого окислителя в газогенератор трубопроводом 11 с установленной в нем регулирующей (настроечной) дроссельной шайбой 12. Изобретение обеспечивает повышение надежности двигательных установок реактивных систем управления, использующих жидкие криогенные компоненты топлива. 1 ил.

 

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть применено в конструкциях систем питания импульсных ракетных двигателей двигательных установок, использующих жидкие криогенные компоненты топлива и предназначенных для реактивных систем управления (РСУ) летательных аппаратов (ЛА).

Требуемые системой управления ЛА динамические характеристики управляющих импульсов тяги двигательных установок РСУ невозможно обеспечить при подаче в двигатели жидких криогенных компонентов топлива, так как это связано со значительной задержкой их воспламенения, обусловленной низкими температурами воспламеняемой смеси из-за низких температур компонентов и затрат тепла в начальной стадии процесса воспламенения на их испарение; приемлемая динамика импульсных двигателей может быть обеспечена лишь при использовании таких компонентов в газообразном состоянии.

Известна двигательная установка, использующая газообразные компоненты топлива с подачей их в двигатели из баллонов высокого давления (заявка на изобретение №2011143826/06 от 28.10.2011, по которой принято решение о выдаче патента на изобретение от 7.02.2013).

Особенностью такой двигательной установки (ДУ) является ее относительно большая масса вследствие больших объемов баллонов высокого давления, предназначенных для хранения газообразных компонентов топлива, что практически исключает ее использование при больших запасах топлива, характерных, например, для ДУ РСУ возвращаемых ракетных блоков.

Известна принятая за прототип предлагаемого изобретения ДУ РСУ такого возвращаемого блока - многоразового орбитального корабля (МОК) «Буран» (см. книгу Многоразовый орбитальный корабль «Буран», Москва, Машиностроение, 1995 г. раздел 5, стр.195…214).

В ДУ РСУ МОК «Буран», использующей криогенный компонент топлива - жидкий кислород - в качестве окислителя и в качестве горючего - керосин - предусмотрена система преобразования жидкого кислорода в газообразный посредством процессов сжигания части расхода кислорода с керосином в газогенераторе с испарением остального кислорода за счет образовавшегося в процессе горения тепла при общем соотношении расходов кислорода и керосина 70…100, что обеспечивает образование газообразных окислительных продуктов газогенерации с температурой, приемлемой для элементов конструкции (не более 800°C).

Горючее ДУ РСУ МОК «Буран» - керосин - содержит достаточный запас тепла, обеспечивающий в начальной стадии воспламенения высокую температуру смеси в камерах импульсных двигателей, которая инициирует высокую скорость предпламенных реакций в процессе воспламенения (кинетическая стадия реакции) и, следовательно, малую задержку воспламенения смеси, что допускает использование этого горючего в качестве компонента топлива импульсного двигателя.

В случае применения 2-х жидких криогенных компонентов топлива ДУ РСУ для уменьшения задержки воспламенения в камерах импульсных двигателей необходимо преобразование в газообразный компонент топлива импульсных двигателей не только жидкого криогенного окислителя, как в прототипе, но и жидкого криогенного горючего, только так возможно обеспечить приемлемые динамические характеристики импульсных двигателей такой ДУ РСУ.

Однако преобразование жидкого криогенного горючего в газообразное по способу прототипа (посредством газогенератора) в случае применения углеводородных горючих, таких как, например, метан, сопровождается выделением твердой фазы (сажи) в газообразных продуктах газогенерации при необходимых для получения низкотемпературного газообразного горючего низких соотношениях расходов жидких компонентов топлива в газогенераторе (для метана величина Кгг≤0,3). Образовавшаяся при газогенерации твердая фаза, накапливаясь в трактах питания двигателей газообразным горючим, может привести к существенным изменениям гидравлических характеристик трактов и, как следствие, отклонениям основных параметров двигателей, например соотношения расходов газообразных компонентов топлива в камере, потерям герметичности клапанов двигателей, нарушению охлаждения камер, и, в итоге, к нарушению работоспособности и даже разрушению материальной части, например к прогару камер двигателей. В целом возможность развития указанных негативных явлений существенно снижает надежность ДУ РСУ, реализующей преобразование жидкого криогенного углеводородного горючего в газообразный компонент топлива двигателей способом прототипа - газогенерацией, что является ее основным недостатком.

Предлагаемое изобретение направлено на повышение надежности ДУ РСУ, использующих жидкие криогенные компоненты топлива, в том числе криогенное углеводородное горючее. Этот результат обеспечивается тем, что ДУ РСУ, включающая магистрали подачи жидких криогенных компонентов топлива, импульсные ракетные двигатели, использующие газообразные компоненты топлива, окислительный газогенератор-преобразователь жидкого криогенного окислителя в газообразный с заданной температурой, ресивер-накопитель газообразного окислителя для питания двигателей, содержит теплообменник-испаритель для преобразования жидкого криогенного горючего с нагревом его до заданной температуры, включенный теплопередающим трактом в магистраль на выходе газогенератора, теплопринимающим трактом - в магистраль подачи криогенного жидкого горючего, ресивер-накопитель газообразного горючего для питания импульсных двигателей, включенный в магистраль на выходе теплопринимающего тракта теплообменника; газожидкостный смеситель, включенный в магистраль между выходом теплопринимающего тракта теплообменника и входом в ресивер - накопитель газообразного окислителя, при этом жидкостный вход смесителя сообщен с магистралью подачи жидкого окислителя в газогенератор трубопроводом с установленной в нем регулирующей дроссельной шайбой (статическим дросселем).

Такое исполнение ДУ РСУ обеспечивает преобразование жидкого криогенного горючего в газообразное горючее посредством его испарения и последующего нагрева до заданной температуры в теплопринимающем тракте теплообменника за счет отбора тепла от горячего газа, вырабатываемого окислительным газогенератором, в результате чего получается свободное от примесей газообразное горючее, пригодное для питания двигателей.

При этом для уменьшения массы теплообменника в предлагаемой ДУ РСУ предусмотрено техническое решение, направленное на уменьшение потребной эффективной площади теплообмена за счет увеличения температурного напора между теплопередающим и теплопринимающим трактами теплообменника - введение перепуска части расхода окислителя в обвод газогенератора для уменьшения расхода жидкого окислителя в газогенератор с повышением температуры вырабатываемого газогенераторного окислительного газа до максимально допустимой для конструкции газогенератора и теплообменника величины, что обеспечивает максимальный температурный напор в теплообменнике и перемешивание расхода перепуска жидкого окислителя с расходом горячего окислительного газа после теплообменника в смесителе, обеспечивающее испарение жидкой фазы и выравнивание температуры компонентов смеси на уровне, допускающем использование газа на выходе смесителя в качестве горючего двигателей ДУ РСУ.

Сущность изобретения поясняется представленной на чертеже схемой ДУ РСУ.

В состав ДУ РСУ входят баки с магистралями подачи криогенных окислителя 1 и горючего 2, система наддува 3 баков, окислительный газогенератор-преобразователь 4 жидкого криогенного окислителя в газообразный окислитель с заданной температурой, запальное устройство 5 газогенератора 4, ресивер-накопитель 6 газообразного окислителя для подачи его в блоки двигателей 7, теплообменник-испаритель 8 - преобразователь жидкого криогенного горючего в газообразное горючее с заданной температурой, ресивер-накопитель 9 газообразного горючего для подачи его в блоки двигателей 7, газожидкостный смеситель 10 высокотемпературных окислительных продуктов сгорания с жидким криогенным окислителем, магистраль 11 подачи жидкого криогенного окислителя в смеситель 10 с установленной в ней регулирующей (настроечной) дроссельной шайбой 12.

При работе ДУ РСУ жидкие криогенные компоненты топлива под давлением газа, поступающего из системы наддува 3, подаются через магистрали 1, 2 из баков с открытыми клапанами в газогенератор 4, где большая часть расхода окислителя и небольшой расход горючего после воспламенения запальным устройством 5 сгорают при высоком соотношении расходов, образуя высокотемпературные окислительные продукты сгорания; при этом основная часть жидкого криогенного горючего поступает в теплообменник 8, где за счет теплопритока от окислительного высокотемпературного газа, поступающего из газогенератора 4 в теплообменник 8, испаряется и нагревается до заданной температуры при одновременном охлаждении окислительного газа в теплообменнике 8 за счет теплоотдачи. Часть жидкого криогенного окислителя через трубопровод 11 с расходом, регламентированным регулирующей шайбой 12, подается в смеситель 10, где, смешиваясь с окислительным газом, поступающим в смеситель 10 из теплопередающего тракта теплообменника 8, за счет теплосодержания окислительного газа испаряется и нагревается до заданной средней температуры смеси. Образовавшиеся газообразные компоненты топлива поступают в ресиверы 6, 9: газообразный окислитель - с выхода смесителя 10, газообразное горючее - с выхода теплопринимающего тракта теплообменника 8, где накапливаются и оттуда расходуются при включениях импульсных двигателей в блоках двигателей 7.

Использование предлагаемого изобретения позволит реализовать в виде работоспособных конструкций с достаточно высоким уровнем надежности ДУ РСУ, использующие жидкие криогенные компоненты топлива, в частности углеводородное горючее, которое в сочетании с жидким криогенным окислителем представляет собой эффективное топливо, обеспечивающее существенное повышение энергомассовых характеристик ДУ РСУ с импульсными двигателями. Так, ДУ РСУ на топливе жидкий метан-жидкий кислород может обеспечивать повышение эффективного удельного импульса ДУ РСУ на величину более 10% по сравнению с высококипящим топливом АТ+НДМГ и на величину более 4% по сравнению с топливом прототипа изобретения. Кроме того, топливо на основе криогенных компонентов жидкий кислород+жидкий метан является экологически чистым в отличие от экологически грязного высококипящего топлива и условно чистого топлива жидкий кислород+керосин.

Двигательная установка реактивной системы управления летательного аппарата, включающая баки с магистралями подачи жидких компонентов топлива, систему наддува баков, импульсные ракетные двигатели, использующие газообразные компоненты топлива, окислительный газогенератор-преобразователь жидкого криогенного окислителя в газообразный с заданной температурой, ресивер-накопитель газообразного окислителя в качестве компонента топлива двигателей, отличающаяся тем, что она содержит теплообменник-испаритель для преобразования жидкого криогенного горючего в газообразное с нагревом его до заданной температуры, включенный теплопередающим трактом в магистраль на выходе газогенератора, теплопринимающим трактом - в магистраль подачи криогенного жидкого горючего из бака; ресивер-накопитель газообразного горючего для питания двигателей, включенный в магистраль на выходе теплопринимающего тракта теплообменника, газожидкостный смеситель, включенный в магистраль между выходом теплопередающего тракта теплообменника и входом в ресивер-накопитель газообразного окислителя, при этом жидкостный вход смесителя сообщен с магистралью подачи жидкого окислителя трубопроводом с установленной в нем регулирующей (настроечной) дроссельной шайбой.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к средствам создания тяги и может быть использовано в реактивных двигателях (РД). Двигательное устройство содержит корпус, конусообразную камеру сгорания, выхлопную трубу, два пружинных клапана между выхлопной трубой и камерой сгорания, блок управления с гидравлическими выходами.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания, турбонасосный агрегат, дренажную полость, соединенный с дренажным трубопроводом, при этом дренажная полость расположена между насосом окислителя и турбиной, а дренажный трубопровод снабжен газовым эжектором, при этом газовый эжектор соединен трубопроводом с полостью за турбиной.

Изобретение относится к ракетной технике, а конкретно к кислородно-керосиновым жидкостным ракетным двигателям (ЖРД) замкнутой или открытой схем. Способ повышения энергетических характеристик жидкостного ракетного двигателя, работающего на компонентах топлива жидкий кислород и углеводородное горючее, причем в качестве углеводородного горючего применяют керосин с жидкой присадкой, представляющей собой раствор высокомолекулярного полиизобутилена (ПИБ) со средневязкостной молекулярной массой от 3,1·106 до 4,9·106 в керосине в количестве, обеспечивающем концентрацию полиизобутилена в керосине от 0,015% до 0,095% от массы керосина, и осуществляют подрезку крыльчатки насоса горючего турбонасосного агрегата двигателя, при этом наружный диаметр крыльчатки D2 определяют по формуле D1 - наружный диаметр рабочего колеса штатного насоса горючего; A - относительное увеличение напора насоса горючего при работе с ПИБ; B - относительное уменьшение гидросопротивления тракта регенеративного охлаждения камеры из-за влияния ПИБ; - отношение гидросопротивления тракта регенеративного охлаждения к напору насоса подачи компонента без ПИБ, чтобы значение массового соотношения компонентов (Km) при работе двигателя на номинальном и форсированном режимах с использованием керосина с жидкой присадкой ПИБ оставалось равным значению Km при работе на чистом керосине. Изобретение обеспечивает повышение энергетических характеристик ЖРД.

Ракетный двигатель включает жидкое или твердое ракетное топливо, в котором окислитель и/или горючее содержит связанный азот, а также мелкодисперсный или связанный бор, причем количество атомов бора и азота 1:1 с отклонением ±20%.

Изобретение относится к ракетно-космической технике с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД), разгонным блокам и могут быть использованы при запуске двигательных установок (ДУ), когда остатки запасов жидкого топлива малы и не превышают 3% от начальной заправки.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для отделяющихся частей (ОЧ) ступеней ракет космического назначения (РКН) для увода на орбиты утилизации или в указанные районы падения.

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.

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.

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).

Изобретение относится к области энергетических установок и может быть использовано при разработке форсунок и смесительных головок жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).

Изобретение относится к ракетной технике, а конкретно к кислородно-керосиновым жидкостным ракетным двигателям (ЖРД) замкнутой или открытой схем. Способ работы кислородно-керосиновых ЖРД и ракетная двигательная установка, основанный на введении в чистый керосин полимерной противотурбулентной присадки (ПТП), используемой в качестве агента снижающего гидродинамические потери в магистрали горючего, предусматривающий подачу окислителя и горючего в камеру сгорания двигателя для образования продуктов сгорания и расширения их в реактивном сопле, создавая тягу двигателя, причем полимерную ПТП вводят из дополнительного бачка и смешивают с потоком чистого керосина, поступающего во входную магистраль горючего двигателя в процессе запуска и работы двигателя в смесителе, установленном в этой магистрали. В качестве полимерной противотурбулентной присадки (ПТП) используют раствор полиизобутилена (ПИБ) в керосине с концентрацией 0,6…0,8% от массы чистого керосина или раствор полимеров высших альфа-олефинов в керосине с концентрацией 0,6…0,8% от массы чистого керосина. Ракетная двигательная установка содержит жидкостный ракетный двигатель с турбонасосной системой подачи компонентов топлива, бак окислителя (жидкий кислород) и бак горючего (чистый керосин), топливные магистрали, соединяющие баки с двигателем, кроме того, она содержит дополнительный бачок, заполненный раствором полимера высших альфа-олефинов и имеющий вытеснительную систему подачи указанного полимера во входную магистраль горючего для смешения его с чистым керосином в процессе работы двигателя, при этом дополнительный бачок имеет две полости, разделенные мембраной так, что одна из полостей, жидкостная, соединена с входной магистралью двигателя, а другая, газовая, соединена с газовым баллоном высокого давления через клапан и редуктор давления. Изобретение обеспечивает повышение массы полезной нагрузки, выводимой на околоземную орбиту. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 3 ил.
Ракетный двигатель содержит камеру сгорания, в которую подают боран, или силан, или фосфин, или герман, или другие гидриды, имеющие положительную энтальпию образования из простых веществ, или их смесь. Указанные выше вещества подают при температуре, обеспечивающей самоподдерживающийся характер реакции их термического разложения за счет тепла экзотермической реакции. Другое изобретение группы относится к ракетному двигателю на жидком или твердом ракетном топливе, в котором в камеру сгорания дополнительно к стехиометрическому составу основного топлива подается боран, или силан, или фосфин, или герман, или другие гидриды, или метан. Еще одно изобретение группы относится к ракетному двигателю на твердом топливе, в котором твердые гидриды дополнительно к стехиометрическому составу основного топлива входят в состав твердого ракетного топлива. Группа изобретений позволяет повысить удельный импульс ракетного двигателя. 3 н. и 6 з.п. ф-лы.

Изобретение относится к ракетному двигателестроению и может быть использовано при проектировании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Турбонасосный агрегат (ТНА), имеющий в своем составе ротор и статор, согласно изобретению, снабжен размещенным в статоре подвижным в осевом направлении управляемым плунжером с рабочим торцом, а на роторе предусмотрен ответный торец, причем в рабочем положении плунжера оба торца находятся в силовом контакте для удержания ротора в неподвижном положении. Кроме того, статор сообщен с плунжером герметичным сильфоном, сообщенным со штуцером управляющего давления, со стороны, противоположной рабочему торцу. Изобретение обеспечивает предотвращение вращения вала ТНА в режиме авторотации при продувках и технологических работах на двигателе для увеличения ресурса работы подшипников и других элементов ТНА. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к ракетному двигателестроению и может быть использовано при проектировании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). ЖРД имеет в составе камеру сгорания, газогенератор, турбонасосный агрегат, бустерный турбонасосный агрегат с газовой турбиной и теплообменник, согласно изобретению вход в холодный контур теплообменника сообщен с выходом из насоса окислителя, а выход из холодного контура теплообменника посредством магистрали подачи газа в турбину бустерного турбонасосного агрегата - с входом в турбину бустерного турбонасосного агрегата, выход из которой сообщен с входной магистралью окислителя. Изобретение обеспечивает исключение генераторного газа высокой температуры как рабочего тела привода турбины бустерного турбонасосного агрегата. 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкции двигательных установок ракетных блоков, использующих криогенные компоненты топлива для питания жидкостного ракетного двигателя и импульсных двигателей систем стабилизации ориентации и обеспечения запуска. В объединенной двигательной установке ракетного блока, включающей баки для криогенных компонентов топлива 1, маршевый ЖРД с турбонасосной системой подачи криогенных компонентов топлива в регенеративно-охлаждаемую камеру 2, импульсные двигатели системы стабилизации, ориентации и обеспечения запуска 3, использующие газообразные компоненты топлива, емкости 4 для газообразных компонентов топлива импульсных двигателей 3, емкости расположены вблизи баков под общей с ними теплоизоляцией 5, при этом стенки емкости соединены со стенками баков термомостами 6 с заданной длиной и площадью поперечного сечения, полости емкостей каждого из компонентов топлива сообщены через смесители 7 и трубопроводы 11, 12 с отсечными клапанами 9, 10, с выходами соответствующих компонентов топлива из насосов ТНА 8 и трактов охлаждения камеры 2, а в емкостях установлены датчики давления 13 и температур 14 газообразных компонентов топлива, выполняющих функцию чувствительных элементов системы управления ракетного блока. Изобретение обеспечивает повышение надежности двигательных установок ракетных блоков, использующих жидкие криогенные компоненты топлива. 1 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к двигателестроению, и может быть использовано при создании камер жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). ЖРД содержит камеру со смесительной головкой, турбонасосный агрегат, газогенератор, агрегаты питания и регулирования. Камера включает внутреннюю профилированную оболочку, на внешней поверхности которой выполнены ребра тракта охлаждения, наружную профилированную оболочку, установленную на внутреннюю и скрепленную с ней по вершинам ребер тракта охлаждения. Оболочки и ребра образуют каналы охлаждения, при этом между ребрами тракта охлаждения выполнены полые перемычки, соединяющие вершины ребер между собой, причем наружный профиль указанных перемычек соответствует профилю тракта охлаждения. Перемычки соединяют между собой группы ребер, причем между группами ребер, с каждой их стороны, выполнен канал, ширина которого равна ширине канала охлаждения в месте расположения перемычек, при этом соседние перемычки расположены со смещением относительно друг друга на величину, равную ширине канала охлаждения в месте их расположения, при этом ширина перемычек равна ширине канала охлаждения в месте расположения перемычек. Группы ребер содержат по три ребра. Изобретение обеспечивает повышение надежности работы ЖРД за счет повышения устойчивости внутренней оболочки. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД) и может быть использовано при их огневой стендовой отработке для повышения надежности работы камеры сгорания. ЖРД, содержащий раму, агрегаты, расходные магистрали, камеру, которая включает коллекторы горючего на сопле и цилиндрической части, трубопровод переброса горючего между коллекторами с установленным в нем клапаном слива горючего, в котором согласно изобретению в трубопроводе переброса горючего между коллекторами перед клапаном слива горючего установлен тройник, к резьбовому штуцеру которого пристыкована магистраль слива горючего, состоящая из переходника, трубопровода и пуско-отсечного многоразового клапана, закрепленного на растяжке рамы, между переходником и трубопроводом магистрали слива горючего установлен эксцентриковый компенсатор, в разъемном соединении между трубопроводом и пуско-отсечным многоразовым клапаном магистрали слива горючего установлен поворотный фланец, а хомуты крепления пуско-отсечного многоразового клапана к растяжке рамы выполнены регулируемыми, при этом трубопровод магистрали слива горючего выполнен с компенсационным изгибом. Изобретение обеспечивает повышение надежности и продолжительности работы камеры за счет исключения появления коксообразной пленки на внутренней оболочке камеры со стороны охлаждающего тракта во время нескольких выключений двигателя на останове. 3 з.п. ф-лы, 12 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Способ повышения эффективности ракет космического назначения (РКН) с маршевыми жидкостными ракетными двигателями (ЖРД) основан на использовании невыработанных жидких остатков компонентов ракетного топлива (КРТ) в баках отделяющихся частей (ОЧ) ступеней РКН с помощью системы извлечения и реализации энергетических ресурсов (СИРЭР). Траекторию выведения ступени РКН разделяют на два этапа. На первом этапе осуществляют выработку рабочих запасов топлива через маршевый ЖРД. На втором этапе одновременно с выключением маршевого ЖРД запускают СИРЭР, осуществляют газификацию остатков топлива в обоих баках и дополнительную отработку импульса маневра ступени. Изобретение обеспечивает повышение энергетических характеристик ракеты космического назначения с маршевым жидкостным ракетным двигателем.

Изобретение относится к области ракетостроения, в частности к жидкостным ракетным двигательным установкам (ЖРДУ) с дожиганием генераторного газа. ЖРДУ включает баки окислителя и горючего, несколько модульных ЖРД, общую силовую раму и рулевые гидроприводы, при этом каждый модульный двигатель содержит камеру сгорания и сопло, турбонасосный агрегат, состоящий из турбины, насосов горючего и окислителя, газогенератор, агрегаты автоматики, трубопроводы подачи горючего и окислителя в газогенератор и камеру сгорания и карданный подвес с рулевыми гидроприводами для изменения положения ракеты в пространстве, при этом в качестве модульных двигателей применены жидкостные ракетные двигатели (ЖРД), выполненные по схеме с дожиганием генераторного газа, причем камера двигателя закреплена относительно силовой рамы в карданном подвесе, имеющем сильфонный узел, который через газовод соединен с выходом из турбины, а другой стороной соосно соединен с головкой камеры сгорания, при этом силовая рама представляет собой цельносварную ферменную конструкцию, состоящую из четырех равнозначных секций, выполненных из силовых стержней, и квадратной секции, в углах которой закреплены опорные площадки, а соединение силовой рамы с кольцом шпангоута ракеты осуществлено четырьмя силовыми стержнями, одни концы которых закреплены на каждой опорной площадке, а другие концы - пяты - прикреплены к кольцу шпангоута ракеты, причем указанные силовые стержни равномерно расположены по кольцу шпангоута, при этом соединение силовой рамы с двигателями выполнено с помощью опорных цилиндров, размещенных между опорными площадками и опорными кольцами сильфонного узла в месте крепления газовода, при этом ось опорных цилиндров совпадает с осью камер двигателей. Изобретение обеспечивает повышение жесткости и прочности конструкции. 6 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при изготовлении жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). ЖРД содержит четыре камеры, турбонасосный агрегат (ТНА), газогенератор, бустерные турбонасосные агрегаты окислителя (БТНАО) и горючего (БТНАГ), газоводы, магистрали окислителя и горючего, системы продувки и управления, агрегаты регулирования и управления, сильфоны в газоводах, при этом в его магистралях перед входом окислителя в БТНАО и входом окислителя на его гидротурбину, в автомат осевой разгрузки ТНА перед входом окислителя в газогенератор неподвижно установлены фильтры с сеткой тонкостью фильтрации 0,03-0,05 мм и отверстиями диаметром 0,13-0,2 мм, предотвращающими прохождение частиц засорений диаметром, большим ячеек фильтров, и общей площадью поверхности фильтрации, превышающей внутренний диаметр магистрали или трубопровода в 1,5-2 раза. Предложено также использование охлаждаемых сильфонов в газоводах блоков гибких трубопроводов, в системе запуска на входе в пусковой баллон установлена решетка, в системе управления на входе и выходе электропневмоклапанов установлены сетчатые фильтры, в магистрали подвода горючего установлен фильтр, на входе горючего в головку камеры сгорания установлены два фильтра. Изобретение обеспечивает повышение надежности работы систем и агрегатов ЖРД. 5 з.п. ф-лы, 21 ил.
Наверх