Жидкостный ракетный двигатель



Жидкостный ракетный двигатель
Жидкостный ракетный двигатель
Жидкостный ракетный двигатель
Жидкостный ракетный двигатель
Жидкостный ракетный двигатель
Жидкостный ракетный двигатель
Жидкостный ракетный двигатель
Жидкостный ракетный двигатель
Жидкостный ракетный двигатель
Жидкостный ракетный двигатель
Жидкостный ракетный двигатель
Жидкостный ракетный двигатель
Жидкостный ракетный двигатель
Жидкостный ракетный двигатель
Жидкостный ракетный двигатель
Жидкостный ракетный двигатель
Жидкостный ракетный двигатель

 


Владельцы патента RU 2545613:

Болотин Николай Борисович (RU)
Дудышев Валерий Дмитриевич (RU)

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.

 

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям - ЖРД, преимущественно первых ступеней ракет и направлено на улучшение управления ракетой, на которой он установлен, и на значительное улучшение ее многих характеристик: дальности полета, точности попадания, неуязвимости и т.д.

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

Известны способ работы ЖРД и жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2187684. Способ работы жидкостного ракетного двигателя заключается в подаче компонентов топлива в камеру сгорания двигателя, газификации одного из компонентов в тракте охлаждения камеры сгорания, подводе его на турбину турбонасосного агрегата с последующим сбросом в форсуночную головку камеры сгорания. Часть расхода одного из компонентов топлива направляют в камеру сгорания, а оставшуюся часть газифицируют и направляют на турбины турбонасосных агрегатов. Отработанный на турбинах газообразный компонент смешивают с жидким компонентом, поступающим в двигатель при давлении, превышающем давление насыщенных паров получаемой смеси. Жидкостный ракетный двигатель содержит камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, насосы подачи компонентов топлива и турбину. Двигатель содержит установленные последовательно перед насосом подачи одного из компонентов топлива основного турбонасосного агрегата насос бустерного турбонасосного агрегата и смеситель. Выход насоса основного турбонасосного агрегата соединен как с форсуночной головкой камеры сгорания, так и с трактом регенеративного охлаждения камеры сгорания. Тракт регенеративного охлаждения, в свою очередь, связан с турбинами основного и бустерного турбонасосных агрегатов, выходы которых соединены со смесителем.

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

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

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

Кроме того, не проработана система запуска ЖРД, система воспламенения компонентов топлива и система выключения ЖРД и его очистки от остатков горючего в тракте регенеративного охлаждения камеры сгорания.

Известен жидкостный ракетный двигатель по патенту РФ на изобретение №2232915, опубл. 10.09.2003 г., который содержит камеру турбонасосный агрегат, газогенератор, систему запуска, средства для зажигания компонентов топлива и топливные магистрали. Выход насоса окислителя соединен с входом в газогенератор. Выход первой ступени насоса горючего соединен с каналами регенеративного охлаждения камеры и со смесительной головкой. Выход второй ступени насоса горючего соединен с регулятором расхода с электроприводом. Другой вход регулятора соединен с пусковым бачком со штатным горючим. Выход из регулятора соединен с газогенератором. Выход из газогенератора соединен с входом в турбину турбонасосного агрегата, выход из которой соединен со смесительной головкой. Регулятор расхода снабжен гидроприводом предварительной ступени, который через кавитирующий жиклер и гидрореле соединен с пусковым бачком со штатным горючим. Гидрореле соединено со второй ступенью насоса горючего. Дроссель, установленный на выходе первой ступени насоса горючего, выполнен совместно с управляемым клапаном предварительной ступени.

Недостатками являются сложная пневмогидравлическая схема двигателя, наличие большого числа клапанов и регуляторов и обвязывающих трубопроводов и, как следствие, большой вес и низкая надежность и проблемы при запуске и выключении двигателя.

Известен ЖРД по патенту РФ №2466292, МКП F02K 9/95, опубл. 10.11.2012 г., прототип. Этот ЖРД содержит камеру сгорания с соплом, газогенератор и турбонасосный агрегат, содержащий насосы окислителя, горючего и пусковую турбину, также он содержит баллон воздуха высокого давления, подсоединенный через клапан к пусковой турбине и запальные устройства на камере сгорания и газогенераторе.

Недостатки этой конструкции - ЖРД допускает только одноразовое включение в полете и недостаточно эффективный контроль работы ЖРД и его управление. Многоразовое включение иногда применяется на маломощных ЖРД последней ступени ракеты-носителя. Использовать аналогичные системы воспламенения топлива на первых ступенях проблематично из-за необходимости иметь мощный источник энергии из-за больших расходов окислителя и горючего, имеющих низкую температуру.

Задачей создания изобретения является обеспечение многоразового запуска ЖРД, в первую очередь ЖРД первых ступеней ракет, и улучшение основных характеристик ракет, на которых он установлен: повышение удельной тяги идеальности и обеспечение многоразового включения.

Решение указанных задач достигнуто в жидкостном ракетном двигателе, содержащем систему управления с бортовым компьютером и источником электроэнергии, газогенератор, соединенный газоводом с камерой и турбонасосный агрегат, содержащий в свою очередь, насосы окислителя, горючего и пусковую турбину, а также наземный баллон сжатого воздуха, подсоединенный через клапан к пусковой турине и запальные устройства на камере и газогенераторе, тем, что на камере сгорания и газогенераторе установлены свечи электрического зажигания, на валу турбонасосного агрегата установлен электрогенератор, внутри газовода - активатор газогенераторного газа, 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. Активатор газогенераторного газа выполнен в виде магнитного активатора. Активатор газогенераторного газа выполнен в виде электромагнитного активатора. Жидкостный ракетный двигатель может содержат активатор горючего. Активатор горючего может быть выполнен в виде магнитного активатора. Активатор горючего может быть выполнен в виде электромагнитного активатора.

Задачи создания изобретения повышение точности стрельбы, улучшение живучести комплекса, его боеготовности, огневой мощи, автономности в управлении.

Сущность изобретения поясняется на фиг. 1…17, где

- на фиг. 1 приведен чертеж ЖРД,

- на фиг. 2 приведен первый вариант активатора газогенераторного газа,

- на фиг. 3 приведен фрагмент первого варианта,

- на фиг. 4 приведен второй вариант активатора газогенераторного газа,

- на фиг. 5 приведен фрагмент второго варианта,

- на фиг. 6 приведен третий вариант активатора газогенераторного газа,

- на фиг. 7 приведен фрагмент третьего варианта,

- на фиг. 8 приведен четвертый вариант активатора газогенераторного газа,

- на фиг. 9 приведен фрагмент четвертого варианта,

- на фиг. 10 приведен первый вариант электродов,

- на фиг. 11 приведен второй вариант электродов,

- на фиг. 12 приведен третий вариант электродов,

- на фиг. 13 приведена конструкция блока из двух электродов,

- на фиг. 14 приведен магнитный активатор газогенераторного газа,

- на фиг. 15 приведен электромагнитный активатор газогенераторного газа,

- на фиг. 16 приведен магнитный активатор горючего,

- на фиг. 17 приведен электромагнитный активатор горючего.

Жидкостный ракетный двигатель - ЖРД (фиг. 1…17) содержит камеру 1 с соплом 2 и турбонасосный агрегат ТНА 3, закрепленный на камере 1 помощи двух тяг 4, имеющих шарниры 5.

Камера 1 содержит головку 6 и камеру сгорания 7, сопло 2 содержит сужающуюся часть 8 и расширяющуюся часть 9 с коллектором горючего 10.

Как сужающаяся 8, так и расширяющаяся 9 части сопла 2 выполнены с возможностью регенеративного охлаждения и содержат две стенки; внутреннюю стенку 11 и наружную стенку 12 с зазором 13 между ними для прохождения охлаждающего горючего.

Турбонасосный агрегат 3 содержит основную турбину 14, насос окислителя 15, насос горючего 16, дополнительный насос горючего 17, пусковую турбину 18, к которой присоединена выхлопная труба 19. Соосно с ТНА 3 установлен газогенератор 20, который газоводом 21 соединен с головой 6 камеры 1. ТНА 3 имеет установленный на валу 22 датчик частоты вращения 23. Внутри камеры сгорания 7 (фиг. 1) выполнены наружная плита 24 и внутренняя плита 25 с зазором (полостью) между ними 26. Внутри головки 6 камеры 1 установлены форсунки окислителя 27 и форсунки горючего 28. Форсунки окислителя 27 сообщают полость 29 с внутренней полостью 30 камеры сгорания 7. Форсунки горючего 28 сообщают полость 26 с внутренней полостью 30.

К коллектору горючего 10 подключен трубопровод 31, на котором установлен клапан горючего 32, вход которого трубопроводом горючего 33 соединен с выходом насоса горючего 16. Выход из дополнительного насоса горючего 17 соединен топливопроводом высокого давления 34, содержащим регулятор расхода 35 с приводом 36 и клапан высокого давления 37 - с газогенератором 20, конкретно с его полостью 38. Выход из насоса окислителя 15 трубопроводом окислителя 39 через клапан окислителя 40 соединен с газогенератором 20.

Газогенератор 20 имеет внешнюю и внутреннюю плиты соответственно 41 и 42 с полостью 43 между ними и форсунки окислители и горючего, соответственно - 44 и 45. На головке 6 камеры сгорания 7 установлены электрические запальные устройства 46 (фиг. 1), а на газогенераторе 20 - запальные электрические устройства 47.

К валу 22 присоединен электрогенератор 48, к которому электрическими проводами 49 присоединен высоковольтный блок 50, который высоковольтными проводами 51 соединен с активатором 52 газогенераторного газа, установленным в газоводе 21.

На ЖРД установлен бортовой компьютер 53, к которому электрическими связями 54 присоединены клапан горючего 32, клапан окислителя 40, привод 36 регулятора расхода 35, клапан высокого давления 37, пусковой клапан 58 и продувочный клапан 63. Кроме того, бортовой компьютер коммутирует электропитания свеч электрического зажигания 46 и 47 как камеры 1, так и ТНА 3, точнее, газогенератора 20, установленного соосно с ТНА 3.

На газоводе 21 на оси камеры сгорания 7 установлен центральный шарнир подвески 55, который может быть выполнен либо цилиндрическим, либо сферическим. Это обеспечит качание ЖРД или в одной, или в двух плоскостях для управления вектором тяги.

Предложенная электрическая схема ЖРД и применение свеч электрического зажигания 46 и 47 вместо пиротехнических свеч и электрогенератора 48 достаточно большой мощности для обеспечения энергопитания обеспечит его многократное включение.

Также для обеспечения многоразового запуска в полете двигатель содержит бортовой баллон 56 со сжатым воздухом (газом), который трубопроводом 57, содержащим клапан 58, соединен с пусковой турбиной 18. Наземная система запуска содержит обратный клапан 59, разъемное устройство 60 и наземный баллон 61 со сжатым воздухом (газом).

К коллектору горючего 10 может быть подключен продувочный трубопровод 62 клапаном продувки 63. На расширяющейся части 9 сопла 2 выполнено силовое кольцо 64 для подстыковки к нему гидроприводов управления вектором тяги (гидроприводы управления вектором тяги на фиг. 1…13 не показаны).

На фиг. 2…7 приведены варианты исполнения активатора 52 кислородосодержащей смеси, которая образуется в газогенераторе 20 в результате сгорания компонентов топлива с избытком окислителя. В качестве окислителя могут быть использованы жидкий кислород, азотная кислота, окислы азота и др. вещества.

Активатор 52 содержит внутренний диэлектрический корпус 65 и внешний диэлектрический корпус 66, установленные концентрично внутри газовода 21. Внутри внешнего диэлектрического корпуса 66 установлены электроды 67 и 68. При этом электроды 67 и 68 могут быть установлены радиально (фиг. 2 и 3) или параллельно (фиг. 4 и 5). Электроды 67 и 68 могут быть выполнены радиальными и консольными (фиг. 6 и 7) или параллельными и консольными (фиг. 8 и 9).

Электроды 67 и 68 могут быть выполнены в виде параллельных пластин с острыми кромками 69 (фиг. 10), или в виде ромбов (фиг. 11), или в виде обтекаемых профилей (фиг. 12). Электроды 67 и 68 образуют секцию, которая монтируется на приливах 70 на газоводе 21 при помощи крышки 71 из электроизоляционного материала (фиг. 13). Острые кромки 69 способствую активации процесса электрического разряда и образованию ионов и/или озона.

На газоводе может быть установлен магнитный озонатор 72 в виде кольцевого постоянного магнита или электромагнитный озонатор 73 в виде обмотки возбуждения, подсоединенной проводами 49 к электрогенератору 48 (фиг. 15).

На трубопроводе горючего 33 может быть установлен магнитный активатор 74 в виде кольцевого постоянного магнита (фиг. 16) или электромагнитный активатор 75 в виде обмотки возбуждения (фиг. 17).

Магнитный активатор 74 и электромагнитный активатор 75 для горючего по конструкции могут быть выполнены аналогично конструкции активаторов 52 газогенераторного газа и детально на фиг. 1…17 не показаны.

РАБОТА ЖРД

Первый запуск ЖРД осуществляется следующим образом (фиг. 1…17).

Сжатый воздух (газ) из наземного баллона 61 через разъемное устройство 60 и обратный клапан 59 поступает в пусковую турбину 18 и раскручивает ее вал 22 ТНА 3. Датчик частоты вращения 23 контролирует процесс запуска ЖРД в динамике. Потом открывают клапаны горючего 32, клапан окислителя 40, клапан высокого давления 37. Окислитель и горючее поступают в газогенератор 20. Потом с бортового компьютера 53 подают сигнал и электрический ток на электрозапальные устройства 46 и 47. Так как компоненты ракетного топлива (горючее и окислитель) воспламеняются в газогенераторе 20, где сгорают с избытком окислителя или горючего. В конкретном примере они сгорают с избытком окислителя. Горючее и газогенераторный газ поступает в камеру сгорания, точнее, в ее внутреннюю полость 30, где воспламеняются. Горючее перед этим нагревается в зазоре 13, охлаждая внутреннюю стенку 11 сопла 2.

Второй и последующий запуск осуществляют подачей сжатого воздуха из бортового баллона 56 на пусковую турбину 18 и одновременной подачи напряжения на свечи зажигания 46 и 47 сначала с бортовой батареи, а потом с электрогенератора 48 (бортовая батарея на фиг. 1…17 не показана).

Регулирование силы тяги ЖРД осуществляет регулятор расхода 35 при помощи привода 36, используя сигналы с бортового компьютера 53, передаваемые по электрическим связям 54.

Выключение ЖРД выполняется в обратном порядке.

Управление вектором тяги ЖРД осуществляется качанием камеры 1 вместе с ТНА 3 вокруг центрального шарнира подвески 55 при помощи гидроцилиндров воздействуя на силовое кольцо 64 (гидроцилиндры на фиг. 1…17 не показаны).

Активатор 52 производит активацию газогенераторного газа, т.е. его ионизацию и озонирование.

Применение изобретения позволит:

- улучшить удельные характеристики двигателя в первую очередь, увеличить удельную тягу за счет активации окислителя, точнее газогенераторного газа, образующегося в газогенераторе;

- многократно запускать ЖРД, особенно это касается ЖРД, предназначенных для первых ступеней ракет, что не принято в мировой практике ракетостроения из-за большой мощности, потребляемой запальными устройствами. Наличие достаточно мощного электрогенератора, установленного на валу ТНА, позволит решить эту проблему;

- расширить другие функциональные возможности ракет, оборудованных таким ЖРД, в том числе улучшить управляемость за счет использования центрального шарнира подвески.

Изобретение может использоваться на ракетах любого назначения, в том числе космических и военных системах, и может применяться для межпланетных полетов.

Имея такой патент на изобретение, предприятиям России, изготавливающим такие ЖРД, кроме обеспечения обороноспособности страны, будет значительно легче продавать их за рубеж союзникам и дружественным странам, одновременно можно повысить цену реализации единицы продукции в 5…10 раз при более низкой себестоимости изделия.

1. Жидкостно-ракетный двигатель, содержащий систему управления с бортовым компьютером и источником электроэнергии, газогенератор, соединенный газоводом с камерой, и турбонасосный агрегат, содержащий в свою очередь насосы окислителя, горючего и пусковую турбину, а также наземный баллон сжатого воздуха, подсоединенный через клапан к пусковой турбине, и запальные устройства на камере сгорания и газогенераторе, отличающийся тем, что на камере сгорания и газогенераторе установлены свечи электрического зажигания, на валу турбонасосного агрегата установлен электрогенератор, а внутри газовода активатор газогенераторного газа, а к пусковой турбине присоединен бортовой баллон сжатого воздуха.

2. Жидкостно-ракетный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что активатор газогенераторного газа содержит два электрода, соединенных высоковольтными проводами с блоком высокого напряжения, который соединен с электрогенератором.

3. Жидкостно-ракетный двигатель по п. 1 или 2, отличающийся тем, что он содержит центральный шарнир, выполненный на газоводе на оси камеры.

4. Жидкостно-ракетный двигатель по п. 3, отличающийся тем, что центральный шарнир выполнен цилиндрическим

5. Жидкостно-ракетный двигатель по п. 3, отличающийся тем, что центральный шарнир выполнен сферическим.

6. Жидкостно-ракетный двигатель по п. 1 или 2, отличающийся тем, что он содержит датчик числа оборотов вала ТНА, соединенный электрической связью с бортовым компьютером.

7. Жидкостно-ракетный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что активатор газогенераторного газа выполнен в виде магнитного активатора.

8. Жидкостно-ракетный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что активатор газогенераторного газа выполнен в виде электромагнитного активатора.

9. Жидкостно-ракетный двигатель по п. 1 или 2, отличающийся тем, что он содержит активатор горючего.

10. Жидкостно-ракетный двигатель по п. 8, отличающийся тем, что активатор горючего выполнен в виде магнитного активатора.

11. Жидкостно-ракетный двигатель по п. 8, отличающийся тем, что активатор горючего выполнен в виде электромагнитного активатора.



 

Похожие патенты:

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.

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.

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.

При воспламенении заряда твердого топлива зажигают воспламенительный состав, перемещают его продукты сгорания вдоль поверхности заряда, нагревают последнюю и воспламеняют.

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.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям и может быть использовано для установки на входе в смесительную головку агрегата ЖРД для химического зажигания компонентов топлива.

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

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.

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

Изобретение относится к ракетным двигательным установкам на криогенном топливе. .

Изобретение относится к ракетному двигателестроению и может быть использовано при проектировании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). ЖРД, содержащий камеру, газогенератор, топливные насосы и двухступенчатую турбину, питаемую генераторным газом, выход из первой ступени которой соединен с форсуночной головкой камеры, согласно изобретению, выход из второй ступени турбины соединен с входом в корпус турбины бустерного насоса одного из компонентов топлива, выход из которого соединен со входом в двигатель или с окружающей средой.

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям. Турбонасосный агрегат жидкостного ракетного двигателя содержит турбину и насосы окислителя и горючего с рабочими колесами, согласно изобретению турбина выполнена биротативной и содержит два рабочих колеса, выполненных без сопловых аппаратов с возможностью вращения в противоположные стороны, каждое из которых соединено соответственно с рабочим колесом насоса окислителя и насоса горючего.

Изобретение относится к области турбомашиностроения, а именно к высокооборотным высоконапорным центробежным насосам, и может быть использовано в области ракетостроения, в турбонасосных агрегатах (ТНА) жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).

Изобретение относится к ракетной технике. Жидкостный ракетный двигатель содержит турбонасосный агрегат, содержащий в свою очередь установленные на валу турбину, насосы окислителя и горючего, и камеру сгорания, имеющую цилиндрическую часть с форсунками окислителя и горючего и сопло с главным коллектором горючего и системой регенеративного охлаждения, согласно изобретению турбонасосный агрегат и камера сгорания установлены соосно, камера сгорания выполнена двухзоной и содержит первую кольцевую зону с кольцевым форсуночным блоком и верхним коллектором горючего и вторую зону с центральным форсуночным блоком, имеющим дополнительные форсунки горючего, а турбина установлена между первой и второй зонами камеры сгорания.

Изобретение относится к ракетной технике. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий турбонасосный агрегат, содержащий установленные на валу турбину, насосы окислителя и горючего, и камеру сгорания, имеющую цилиндрическую часть с форсунками окислителя и горючего и сопло с главным коллектором горючего и системой регенеративного охлаждения, согласно изобретению турбонасосный агрегат и камера сгорания установлены соосно, камера сгорания выполнена двухзонной и содержит первую кольцевую зону с кольцевым форсуночным блоком и верхним коллектором горючего, и вторую зону с центральным форсуночным блоком, выполненным в виде пустотелого цилиндра, имеющего осевые дополнительные форсунки горючего, а турбина установлена между первой и второй зонами камеры сгорания, турбина выполнена состоящей из соплового аппарата, рабочего колеса и спрямляющего аппарата с полостью внутри него, центральный форсуночный блок выполнен пустотелым и его полость соединена осевым отверстиями через полость внутри спрямляющего аппарата с зазором регенеративного охлаждения сопла и второй зоны камеры сгорания, а полость внутри спрямляющего аппарата щелевыми отверстиями соединена с второй зоной.

Изобретение относится к ракетной технике. Жидкостной ракетный двигатель, содержащий турбонасосный агрегат, содержащий установленные на валу турбину, насосы окислителя и горючего, и камеру сгорания, имеющую цилиндрическую часть с форсунками окислителя и горючего, и сопло с главным коллектором горючего и системой регенеративного охлаждения, согласно изобретению турбонасосный агрегат и камера сгорания установлены соосно, камера сгорания выполнена двухзонной и содержит первую кольцевую зону с кольцевым форсуночным блоком и верхним коллектором горючего и вторую зону с центральным форсуночным блоком, имеющим дополнительные форсунки горючего, а турбина установлена между первой и второй зонами камеры сгорания.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД), в частности к многокамерным ракетным двигателям. Жидкостный ракетный двигатель, включающий камеры (не менее двух) с трактами регенеративного охлаждения и смесительные головки; турбонасосную систему питания (ТНА) газогенераторов и камер двигателя; систему управления и регулирования, имеющую пускоотсечные клапаны, регулятор тяги и дроссель соотношения компонентов топлива, согласно изобретению турбонасосная система питания двигателя содержит два турбонасосных агрегата, питаемых двумя автономными окислительными газогенераторами, при этом первый и второй ТНА имеют одинаковую мощность и включают соосно установленные и последовательно расположенные на одном валу насос горючего, насос окислителя и газовую турбину, причем насос горючего второго ТНА выполнен двухступенчатым, кроме того, выходы из насосов горючего и окислителя первого ТНА соединены трубопроводами со входами насосов горючего и окислителя второго ТНА, насос окислителя второго ТНА соединен со смесительными головками указанных газогенераторов через трубопроводы, в которых установлены пускоотсечные клапаны, а выход из первой ступени насоса горючего второго ТНА соединен со смесительными головками камер двигателя через дроссель соотношения компонентов топлива, пускоотсечные клапаны, трубопроводы и тракты регенеративного охлаждения камер, а выход из второй ступени насоса горючего второго ТНА соединен со смесительными головками газогенераторов через трубопровод и регулятор тяги.

Изобретение относится к ракетной технике. В жидкостном ракетном двигателе, содержащем турбонасосный агрегат, включающий установленные на валу турбину, насосы окислителя и горючего и дополнительный насос горючего и камеру сгорания, имеющую цилиндрическую часть с форсунками окислителя и горючего и сопло с главным коллектором горючего, при этом турбонасосный агрегат и камера сгорания установлены соосно, камера сгорания выполнена двухзонной и содержит первую кольцевую зону с кольцевым форсуночным блоком и вторую зону с центральным форсуночным блоком, имеющим дополнительные форсунки горючего, а турбина установлена внутри первой зоны камеры сгорания.

Изобретение относится к ракетному двигателестроению и может быть использовано при проектировании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Целью предлагаемого изобретения является повышение энергетических возможностей ЖРД, выполненных по схеме с дожиганием генераторного газа.

Изобретение относится к области машиностроения, а именно к высокооборотным шнекоцентробежным насосам турбонасосных агрегатов дросселируемых жидкостных ракетных двигателей.

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к турбонасосным агрегатам. В турбонасосном агрегате жидкостного ракетного двигателя, содержащем установленные на валу рабочее колесо насоса окислителя, рабочее колесо насоса горючего и рабочее колесо турбины, размещенные в корпусе турбонасосного агрегата, при этом он содержит электрогенератор, имеющий статор и ротор с валом, вал электрогенератора соединен с валом турбонасосного агрегата, при этом между валом турбонасосного агрегата и валом электрогенератора установлена магнитная муфта. Между насосом окислителя и насосом горючего может быть установлена магнитная муфта. Между насосом горючего и дополнительным насосом горючего может быть установлена магнитная муфта. Изобретение обеспечивает предотвращение взрыва ТНА на старте или в полете. 3 з.п. ф-лы, 4 ил.
Наверх