Объединенная двигательная установка ракетного блока


 


Владельцы патента RU 2554126:

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

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 ракетной технике и может быть использовано в конструкции двигательных установок (ДУ) ракетных блоков (РБ), использующих криогенные компоненты топлива для питания маршевого жидкостного ракетного двигателя (МЖРД) и импульсных двигателей (ИД) систем стабилизации ориентации и обеспечения запуска (СООЗ).

В связи со значительными затратами энергии на испарение и высоким положительным порогом энергии активации реакции криогенных компонентов топлива использование их в качестве компонентов топлива ИД СООЗ возможно только в газообразном виде.

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 ДУ является ее относительно большая масса вследствие больших объемов баллонов высокого давления, предназначенных для хранения газообразных компонентов топлива, что практически исключает целесообразность ее использования при относительно больших запасах топлива, характерных, например, для СООЗ тяжелых ракетных блоков.

Известна принятая за прототип предлагаемого изобретения -объединенная двигательная установка (ОДУ) многоразового орбитального корабля (МОК) «Буран» (см. книгу Многоразовый орбитальный корабль «Буран». М.: Машиностроение, 1995, раздел 5, стр.195…214).

В ОДУ МОК «Буран», использующей криогенный компонент топлива - жидкий кислород - в качестве окислителя и керосин - в качестве горючего, предусмотрена система преобразования жидкого кислорода в газообразный посредством процессов сжигания части расхода кислорода с керосином в газогенераторе с испарением остального расхода кислорода за счет образовавшегося в процессе горения тепла при общем соотношении расходов кислорода к керосину 70…100, что обеспечивает образование газообразных окислительных продуктов газогенерации с температурой, приемлемой для элементов конструкции, и накопление этих продуктов в емкостях - ресиверах, откуда осуществляется их отбор для питания ИД.

Горючее ОДУ 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 СООЗ 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 в газообразное; только так возможно обеспечить приемлемые динамические характеристики импульсных двигателей такой СООЗ.

Однако преобразование жидких криогенных компонентов топлива в газообразные по способу прототипа (посредством газогенератора) сопряжено с образованием примесей в газообразных компонентах топлива, например воды (H2O) в случае использования в качестве горючего жидкого водорода, воды и углерода в виде сажи, - при преобразовании жидкого метана. Наличие указанных примесей является неприемлемым из-за возможности замерзания воды в трактах питания ИД в паузах между включениями СООЗ (при остывании газообразных компонентов топлива) и засорения трактов твердыми примесями, что может привести к потере работоспособности СООЗ; также при этом ухудшаются процессы горения и динамические характеристики ИД. В связи с вышеуказанным требуется организация сепарации жидкой и твердой фаз из газообразных компонентов топлива ИД, что приводит к увеличению массы СООЗ за счет введения сепараторов; при этом полное очищение газообразных компонентов от примесей не гарантировано.

Предлагаемое изобретение направлено на повышение надежности объединенной ДУ МЖРД с СООЗ, использующей криогенные компоненты топлива. Этот технический результат обеспечивается тем, что в ДУ ракетного блока, включающей баки с жидкими криогенными компонентами топлива, МЖРД с турбонасосной системой подачи компонентов топлива, в состав которого входит камера сгорания с регенеративным охлаждением компонентами топлива, импульсные двигатели системы стабилизации, ориентации, обеспечения запуска и емкости для накопления газообразных компонентов топлива, емкости расположены вблизи баков под общей с ними теплоизоляцией, при этом стенки емкости соединены со стенками баков термомостами с заданной длиной и площадью поперечного сечения, а полости емкостей каждого из компонентов топлива сообщены через смесители и трубопроводы, включающие отсечные клапаны, с выходами соответствующих компонентов топлива из насосов ТНА и трактов охлаждения камеры; при этом в емкостях установлены датчики давлений и температур газообразных компонентов топлива - чувствительные элементы системы управления (СУ) РБ.

Такое исполнение ДУ обеспечивает преобразование жидких криогенных компонентов топлива, использующихся для маршевого двигателя, в газообразные компоненты с заданными температурами и заполнение ими емкостей до заданных давлений при работе МЖРД.

Криогенные компоненты топлива газифицируются в трактах охлаждения камеры сгорания, часть каждого из газообразных компонентов отбирается с выхода соответствующего тракта охлаждения и подается в смеситель, где смешивается с отбираемым за насосом ТНА криогенным компонентом, после чего данная смесь достигает необходимой температуры и подается в соответствующую емкость до достижения заданной величины давления. Параметры тепловых мостов и теплоизоляции обеспечивают при заданных тепловых потоках на РБ, в паузе между работой МЖРД и включениями СООЗ, заданные минимальные превышения температур газообразных компонентов топлива над температурами их конденсации в емкостях и трактах питания ИД СООЗ при давлениях в емкостях, а относительно низкая температура компонентов топлива, которая обеспечивается наличием теплового моста между емкостью и баком, обуславливает минимальные размеры емкости и, следовательно, ее минимальную массу. Газификация компонентов топлива согласно предлагаемому изобретению повышает надежность ДУ, так как исключается возможность образования примесей в газообразных компонентах топлива.

Сущность изобретения поясняется представленной на чертеже схемой двигательной установки ракетного блока. В ее состав входят 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, теплоизоляционные покрытия баков и емкостей 5, термомосты 6 с заданной длиной и площадью поперечного сечения, смесители 7 и отсечные клапаны 9, 10, установленные в трубопроводах 11, 12, сообщающих выходы соответствующих компонентов топлива из насосов ТНА 8 и трактов охлаждения камеры 2 со смесителями 7, датчики давления 13 и датчики температуры 14, установленные в емкостях 4.

При работе ДУ жидкие криогенные компоненты топлива поступают из баков 1 через открытые клапаны на соответствующие входы насосов ТНА 8, где повышается их давление, далее жидкие компоненты топлива поступают в рубашки охлаждения камеры сгорания 2, где за счет теплопритока от высокотемпературных продуктов сгорания камеры нагреваются и испаряются. После рубашки часть газообразного окислителя через трубопровод 11(1) с открытым клапаном 10(1) подается в смеситель 7(1), где смешивается с жидким окислителем, поступающим с выхода насоса ТНА 8 через трубопровод 12(1) с открытым клапаном 9(1). Аналогично, после рубашки охлаждения камеры 2 часть газообразного горючего через трубопровод 11(2) с открытым клапаном 10(2) подается в смеситель 7(2), где смешивается с жидким горючим, поступающим с выхода насоса ТНА 8 через трубопровод 12(2) с открытым клапаном 9(2). За счет теплосодержания газообразных окислителя и горючего жидкие компоненты топлива в смесителях 7 испаряются и нагреваются до заданной средней температуры смеси. Образовавшиеся газообразные компоненты топлива поступают в емкости 4, расположенные вблизи баков 1, накапливаясь в них в количестве, достаточном для проведения сеансов включений СООЗ. Накопление каждого из газообразных компонентов топлива происходит до момента достижения заданных давлений в емкостях 4, после чего по сигналам датчиков давления 13 СУ выдает команды на закрытие клапанов 9 и 10. Во время дозаправки емкостей 4 газообразными компонентами температуры смесей газов в емкостях контролируются по показаниям датчиков температуры 14: при выходе значений температур в емкостях за нижние пределы допустимых диапазонов по сигналам датчиков температуры 14 СУ формирует команду на закрытие отсечных клапанов 9, подающих в смесители 7 криогенный компонент с выходов насосов ТНА 8, а в случае превышения верхних пределов диапазонов температуры - на закрытие отсечных клапанов 10, подающих газообразный компонент с выходов трактов охлаждения камеры сгорания, чем обеспечивается поддержание температур газообразных компонентов топлива в емкостях в заданных диапазонах значений. В паузах между работой МЖРД и включениями СООЗ температуры накопленных газообразных компонентов топлива в емкостях 4 поддерживаются в заданном диапазоне значений за счет обеспечения балансов теплопритоков в емкости через теплоизоляционное покрытие 5 и теплооттоков через термомосты 6 в баки 1.

Использование предлагаемого изобретения позволит реализовать в виде работоспособных конструкций с достаточно высоким уровнем надежности объединенные ДУ ракетных блоков, включающие МЖРД и СООЗ и использующие жидкие криогенные компоненты топлива, в частности жидкий водород, который в сочетании с жидким кислородом представляет собой эффективное топливо, обеспечивающее существенное повышение энергомассовых характеристик СООЗ с импульсными двигателями. Кроме того, топлива на основе криогенных компонентов «жидкий кислород + жидкий водород», «жидкий кислород + жидкий метан» являются экологически чистыми в отличие от экологически грязных компонентов высококипящего топлива (гидразин, диметилгидразин, азотный тетраксид и т.д.), использующихся в настоящее время в СООЗ, а также в отличие от условно экологически чистого топлива «жидкий кислород + керосин», применяемого в прототипе.

Объединенная двигательная установка ракетного блока, включающая баки для криогенных компонентов топлива, маршевый ЖРД с турбонасосной системой подачи криогенных компонентов топлива в регенеративно-охлаждаемую камеру, импульсные двигатели системы стабилизации, ориентации и обеспечения запуска, использующие газообразные компоненты топлива, емкости для газообразных компонентов топлива импульсных двигателей, отличающаяся тем, что емкости для газообразных компонентов топлива расположены вблизи баков под общей с ними теплоизоляцией, при этом стенки емкостей соединены со стенками баков термомостами с заданной длиной и площадью поперечного сечения, полости емкостей каждого из компонентов топлива сообщены через смесители и трубопроводы с отсечными клапанами с выходами соответствующих компонентов топлива из насосов ТНА и трактов охлаждения камеры, а в емкостях установлены датчики давления и температур - чувствительные элементы системы управления ракетного блока.



 

Похожие патенты:

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 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.
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.

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.

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.

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 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.
Ракетный двигатель содержит камеру сгорания, в которую под давлением подается смесь борана и гидразина, или раствор или эмульсия борана в жидком гидразине. Компоненты подаются в следующем соотношении: диборан 46,33±10%, гидразин 53,67±10%. В камеру сгорания дополнительно подается 0,0001-1% от массы реагирующих веществ мелкодисперсного угля и/или сажи, и/или графита, и/или метана. В другом варианте ракетный двигатель содержит камеру сгорания или корпус с соплом, работающий на жидком или твердом топливе. В камеру сгорания или в корпус дополнительно подается выхлоп двигателя, работающего на диборане или тетраборане и гидразине. Группа изобретений позволяет повысить удельный импульс ракетного двигателя. 2 н. и 2 з.п. ф-лы.
Ракетный двигатель содержит камеру сгорания, в которую под давлением подается смесь борана и аммиака, или раствор или эмульсия борана в жидком аммиаке. Компоненты подаются в следующем соотношении: диборан 44,8±10%, аммиак 55,2±10%. В камеру сгорания дополнительно подается 0,0001-1% от массы реагирующих веществ мелкодисперсного угля и/или сажи, и/или графита, и/или метана. В другом варианте ракетный двигатель содержит камеру сгорания или корпус с соплом, работающий на жидком или твердом топливе. В камеру сгорания или в корпус дополнительно подается выхлоп двигателя, работающего на диборане или тетраборане и аммиаке. Группа изобретений позволяет повысить удельный импульс ракетного двигателя. 2 н. и 2 з.п. ф-лы.
Ракетный двигатель содержит камеру сгорания с соплом. В камеру сгорания подается расплавленного гидрида бериллия 40,81±20% и 59,19±20% кислорода или компоненты в следующем соотношении: диборана 10,10%, гидрида бериллия 24,16%, азотной кислоты 23,0% и метана 42,74%. В другом варианте ракетный двигатель содержит корпус с реактивным соплом. В корпусе находится гидрид или смесь гидридов, и вещества или смесь веществ, содержащие кислород в связанном состоянии, причем кислород имеется в таком количестве, чтобы в результате реакции выделялся водород. При этом ракетный двигатель используется в качестве водородовыделяющей шашки для жидкостного или твердотопливного ракетного двигателя. Группа изобретений позволяет повысить удельный импульс ракетного двигателя. 2 н. и 9 з.п. ф-лы.

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.

Изобретение относится к ракетным двигателям. Многоступенчатая камера сгорания жидкостного ракетного двигателя состоит из последовательности элементарных камер сгорания, каждая из которых оснащена своими форсунками подачи рабочего тела и своими воспламенителями подаваемого рабочего тела. Изобретение обеспечивает повышение скорости истечения отработанного рабочего тела за счет повышения расхода рабочего тела в единицу времени. 1 ил.
Наверх