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 2556091:

Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" (RU)

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 жидкостным ракетным двигателям (ЖРД) и может быть использовано при их огневой стендовой отработке для повышения надежности работы камеры сгорания.

Известен жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) F-1, разработанный фирмой «Рокетдайн» для первой ступени РН «Сатурн-5», в которой горючее-керосин отдельно по двум трубопроводам направляется в камеру. На каждом их них установлены главные пуско-отсечные клапаны.

Наружное охлаждение камеры осуществляется горючим (70% общего расхода), которое поступает в охлаждающий тракт возле смесительной головки. По наружным трубкам горючее течет в сторону сопла, а по внутренним - возвращается к головке («Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей», г. Москва, «Машиностроение», 1989 г., под редакцией профессора Г.Г. Гахуна, стр. 86-88).

В известном ЖРД в случае его многократного включения и выключения на стенках внутренних трубок сопла возможно образование коксообразной пленки из различных фракций перегретого керосина, что может привести к нарушению теплообмена в охлаждающем тракте камеры и аварийному исходу огневого испытания. То есть недостатком аналога является незащищенность камеры от перегрева внутренних трубок сопла при многократном выключении двигателя на останове.

Известен жидкостный ракетный двигатель РД-107 первой ступени космической ракеты «Восток», работающий на топливных компонентах: кислород + керосин по открытой схеме. Внутреннее и внешнее охлаждение камеры двигателя осуществлено при помощи керосина, подаваемого в головку камеры и коллекторы на ее сопле («Жидкостные ракетные двигатели», г. Москва, «Машиностроение», 1968 г., под редакцией М.В. Добровольского, стр. 257).

Известный ЖРД был разработан во времена расцвета в развитии отечественной космонавтики и ракетного двигателестроения, когда на отработку ОКР по его созданию предусматривалось сравнительно большое количество доводочных стендовых двигателей, и вопрос остро не стоял об экономии материальной части, а также о совмещении различных видов испытаний и задач на ограниченном количестве двигателей. В данном двигателе отсутствует устройство слива горючего из тракта охлаждения камеры, обеспечивающее ее надежную работу на останове в случае многократных пусков на стенде, и двигатель не был рассчитан на работу в течение нескольких тысяч секунд.

Таким образом, недостатком этого аналога является ограниченность его работы по времени.

Известен жидкостный ракетный двигатель с дожиганием генераторного газа, в камере которого продукты газогенерации и жидкого горючего (керосина) преобразуются в высокотемпературные продукты и создают реактивную тягу при истечении их из сопла («14Д23.00-00.000 ТО Двигатель. Техническое описание, разработки ОАО КБХА, г. Воронеж, стр. 27, 30» - прототип).

Камера данного ЖРД (см. фиг. 1) представляет собой неразъемную паяносварную конструкцию и состоит из смесительной головки 2 с газоводом 1, камеры сгорания 3, верхнего сопла 5, нижнего сопла 6, бандажа с цапфами 4.

Горючее в тракт охлаждения 7 камеры подводится через коллектор 8 (см. фиг. 2). Развернувшись у среза сопла, оно поступает к коллектору 9 на сопле и далее по трубе 11, клапану 12 проходит к коллектору 10 на смесительной головке.

При опытно-конструкторской отработке известного ЖРД в связи с высокой стоимостью материальной части и ограниченным количеством двигателей для нее возникла необходимость в увеличении количества пусков двигателя и решаемых задач при огневых стендовых испытаниях: отработка запуска и останова, обеспечение надежности при воздействии различных факторов окружающей среды, вибрации и т.д.

Однако после двух-трех пусков двигателя стенки некоторых его камер прогорали и теряли целостность. Причиной данного явления явилось следующее: резкое уменьшение расхода горючего в тракте охлаждения разогретой камеры при останове приводило к перегреву керосина, в результате чего на стенке внутренней оболочки камеры образовалась тончайшая пленка из спекшихся маслянистых фракций керосина, т.е. так называемый «кокс», которая вызывала резкое уменьшение коэффициента теплопроводности, ухудшение охлаждения и повышение температуры материала конструкции выше допустимой.

Таким образом, недостатком ЖРД - прототипа является ограниченность по количеству безаварийных пусков (≈ 2÷3) и времени наработки (≈ 300÷600с) вследствие ненадежного охлаждения его камеры.

Задачами предлагаемого ЖРД с устройством для слива горючего из тракта охлаждения камеры ЖРД являются следующие:

- 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;

- увеличение количества пусков ЖРД при огневых стендовых испытаниях за счет организации слива горючего из трубы переброса в стендовую емкость;

- увеличение многократности использования ДСЕ магистрали слива горючего и пуско-отсечных клапанов на нескольких ЖРД за счет их повторной установки;

- обеспечение постоянства координат стыковочного фланца пуско-отсечного клапана в месте соединения со стендовой магистралью;

- повышение надежности резьбового штуцера на тройнике трубы переброса горючего на камере.

Поставленные задачи достигаются тем, что в предлагаемом ЖРД, содержащем 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.

Предлагаемое изобретение поясняется эскизами.

На фиг. 1 представлено изображение конструкции камеры ЖРД - прототипа, где:

1 - газовод;

2 - смесительная головка;

3 - камера сгорания;

4 - цапфа;

5 - верхнее сопло;

6 - нижнее сопло.

На фиг. 2 приведены схемы охлаждающего тракта камеры ЖРД - прототипа, где:

3а - цилиндрическая часть камеры сгорания;

7 - тракт охлаждения камеры;

8, 9, 10 - коллекторы горючего;

11 - труба переброса горючего;

12 - клапан слива горючего.

На фиг. 3 показан главный вид предлагаемого ЖРД с дожиганием генераторного газа, где:

13 - рама;

14 - агрегаты;

15 - расходные магистрали;

16 - камера;

16а - турбонасосный агрегат (ТНА);

17 - жидкостный ракетный двигатель;

А - выносной элемент с магистралью слива горючего из тракта охлаждения камеры на стенд.

На фиг. 4 приведена монтажная схема устройства для слива горючего из тракта охлаждения камеры предлагаемого ЖРД, где:

18 - тройник;

19 - резьбовой штуцер;

20 - магистраль слива горючего;

21 - переходник;

22 - эксцентриковый компенсатор;

23 - трубопровод;

24 - пуско-отсечной многоразовый клапан.

На фиг. 5 изображена магистраль для слива горючего из тракта охлаждения камеры ЖРД, где:

25, 26 - регулируемые хомуты,

27 - стержень рамы;

28 - компенсационный изгиб трубопровода.

На фиг. 6 приведено сечение разъемного соединения переходника магистрали слива со штуцером тройника трубы переброса горючего камеры, где:

29 - плоская медная уплотнительная прокладка;

30 - гайка накидная.

На фиг. 7 изображено соединение компенсатора с переходником и трубопроводом магистрали слива, где:

31 - подкладные кольца;

L - длина компенсатора;

E - эксцентриситет компенсатора;

- сварные швы.

На фиг. 8 представлен разрез разъемного соединения трубопровода магистрали слива горючего с пуско-отсечным многоразовым клапаном, где:

32 - ниппель трубопровода 20 в месте стыка его с пуско-отсечным многоразовым клапаном 24;

33 - стыковочный фланец пуско-отсечного многоразового клапана 24;

34 - поворотный фланец;

35 - плоская медная уплотнительная прокладка;

36 - болт;

37 - гайка;

38 - шайба.

На фиг. 9 показано крепление пуско-отсечного многоразового клапана на стержне рамы при помощи регулируемых хомутов, где:

Y - координата стыковочного фланца пуско-отсечного многоразового клапана;

39, 40, 41, 42 - стойки хомутов.

На фиг. 10 приведено сечение Д-Д по сопрягаемым стойкам хомута (см. фиг. 9).

На фиг. 11 представлена монтажная схема камеры двигателя исполнения ЛКИ с заглушкой на резьбовом штуцере 19 тройника трубы переброса горючего, где:

Ε - выносной элемент соединения заглушки с резьбовым штуцером.

На фиг. 12 показано сечение по выносному элементу Ε соединения штуцера 19 с заглушкой (см. фиг. 11), где:

43 - заглушка;

44 - накидная гайка;

45 - плоская медная уплотнительная прокладка;

46 - стопорное кольцо;

47 - контровочная проволока;

48 - пломба.

Жидкостный ракетный двигатель 17 (см. фиг. 3) содержит раму 13, агрегаты 14, расходные магистрали 15, камеру 16, которая включает коллекторы 8, 9 на сопле и 10 на цилиндрической части 3а (см. фиг. 2).

Коллекторы 9 и 10 камеры соединены между собой трубой 11 переброса горючего, содержащей клапан слива горючего 12, а также тройник 18 (см. фиг. 4) с резьбовым штуцером 19. К резьбовому штуцеру 19 тройника пристыкована магистраль слива горючего 20, которая содержит переходник 21, эксцентриковый компенсатор 22, трубопровод 23 и пуско-отсечной многоразовый клапан 24 (см. фиг. 4, 5), закрепленный при помощи регулируемых хомутов 25, 26 на стержне 27 рамы 13 двигателя 17.

Соединение переходника 21 с резьбовым штуцером 19 произведено через плоскую медную уплотнительную прокладку 29 при помощи накидной гайки 30 (фиг. 6).

Соединение переходника 21 с трубопроводом 23 выполнено через эксцентриковый компенсатор 22 (фиг. 7) при помощи сварных швов по стыкам с установкой подкладных колец 31, предотвращающих проплавы и уменьшение проходного сечения магистрали горючего.

Соединение трубопровода 23 с пуско-отсечным многоразовым клапаном 24 (фиг. 8) выполнено разъемным через плоскую медную прокладку 35 при помощи поворотного фланца 34 и крепежных элементов: болтов 36, гаек 37 и шайб 38 (см. фиг. 8).

Стойки 41 и 42 хомута 26 имеют в сечении Д-Д профиль швеллера и соединены между собой при помощи сварного шва (фиг. 10).

Конструкция хомутов позволяет компенсировать погрешности в изготовлении рамы 13, расположении ДСЕ магистрали слива горючего и обеспечить заданные координаты стыковочного фланца на выходе из пуско-отсечного многоразового клапана 24.

ЖРД с устройством для слива горючего из тракта охлаждения камеры работает следующим образом.

При выключении на останове двигателя на стенде после огневого испытания давление горючего за насосом турбонасосного агрегата 16а (см. фиг. 3) и в тракте охлаждения камеры 7 постепенно уменьшается. Это приводит к закрытию клапана слива горючего 12 в трубе 11 переброса горючего. Одновременно происходит открытие пуско-отсечного многоразового клапана 24 в магистрали слива горючего 20. Горючее под остаточным давлением из трубы 11 переброса поступает через ДСЕ магистрали слива горючего 20 и пуско-отсечной многоразовый клапан 24 в стендовую магистраль и емкость стенда (не показаны). Под воздействием текущего расхода горючего в тракте охлаждения камеры 7 происходит охлаждение последней. При этом перегрева горючего не происходит, а значит, и образования пленки из коксообразных отложений - тоже, целостность камеры 16 обеспечивается, прогаров ее не наблюдается.

Количество пусков двигателя на стенде увеличивается с 2÷3 до 6÷7 и более, а наработка - с 300-500 с до 3000-4000 с, т.е. практически в 10 раз. Известно, что время наработки двигателя является одним из важнейших показателей его надежности.

При разработке конструкции устройства слива горючего из тракта охлаждения камеры ЖРД также были решены и другие задачи.

Одной из них является многоразовое использование ДСЕ магистрали слива горючего 20 и пуско-отсечного многоразового клапана 24 на нескольких двигателях путем их повторной установки. С этой целью помимо разъемного соединения переходника 21 с резьбовым штуцером 19 тройника 18 трубы переброса 11 между переходником 21 и трубопроводом 23 установлен эксцентриковый компенсатор 22, хомуты 25 и 26 выполнены регулируемыми. По эксцентриковому компенсатору 22 производится разрезка при повторной установке материальной части с одного двигателя на другой. При этом восстанавливаются стыковочные места на переходнике 21 и трубопроводе 23 или производится замена их наконечников.

При повторной установке ДСЕ магистрали слива горючего 17 и пуско-отсечного многоразового клапана 24 на раме 13 двигателя 17 заменяют плоские медные уплотнительные прокладки 26, 32 в ее разъемных соединениях Б, В, Г (см. фиг. 4).

Другой задачей, решенной данным техническим устройством, является обеспечение постоянства координат стыковочного фланца 33 на выходе из пуско-отсечного многоразового клапана 24 (см. фиг. 5 и фиг. 9) в месте соединения со стендовой трубой (не показана). При повторной установке ДСЕ и пуско-отсечного многоразового клапана 24 магистрали слива горючего 20 на другой двигатель в связи с отклонениями в расположении резьбового штуцера 19 на тройнике 18 трубы переброса горючего 11 и стержня 27 рамы 13 выдержать координаты стыковочного фланца 33 на выходе из пуско-отсечного многоразового клапана 24 не представляется возможным. Поэтому для компенсации этих отклонений хомуты 25 и 26 крепления пуско-отсечного многоразового клапана 24 выполнены регулируемыми по высоте и ширине их стоек 39, 40, 41, 42, в трубопроводе 23 фланец 34 является поворотным вокруг ниппеля 32, а между переходником 21 и трубопроводом 23 установлен эксцентриковый компенсатор 22, который подгоняется по длине «L» и эксцентриситету «Е» с учетом фактического расположения ДСЕ. Для обеспечения постоянства вышеупомянутых координат X и Y выходного стыковочного фланца 33 пуско-отсечного многоразового клапана 24 потребовалось также изготовление стапельной оснастки для обеспечения координат резьбового штуцера 19 в тройнике 18 трубы переброса 11, а также стапельной оснастки для обеспечения координат самого выходного стыковочного фланца 33 многоразового пуско-отсечного клапана 24.

В первоначальном варианте конструкции ЖРД с устройством слива горючего происходило разрушение основания резьбового штуцера 19 в тройнике 18 трубы переброса горючего 11 из-за большой жесткости трубопровода 23 магистрали слива горючего 20, воздействия вибраций со стороны пуско-отсечного многоразового клапана 24 и трубы переброса горючего 11, расположенных и закрепленных в разных системах: на двигателе и стенде. Для устранения данного дефекта диаметр трубопровода 23 и толщина его стенки были уменьшены до оптимальных с точки зрения гидравлического сопротивления и податливости, сам трубопровод 23 выполнен с компенсационным изгибом 28, а вся магистраль слива горючего закреплена на двигателе, т.е. в одной системе. Материал тройника 18 и переходника 21 был заменен со стали 12Х1 ВН10Т на сталь 07X16Н6, имеющей вдвое больший запас прочности. Таким образом, было решена третья задача: обеспечена целостность резьбового штуцера 19 тройника 18.

После контрольно-технического огневого испытания (КТИ) каждого двигателя на стенде магистраль слива горючего 20 с пуско-отсечным многоразовым клапаном 24 демонтируются с двигателя. Для этого отворачивают накидную гайку 30 в месте соединения ее с резьбовым штуцером 19 тройника 18 трубы переброса горючего 11, демонтируют хомуты 25 и 26 со стержня 27 рамы 13 и снимают ДСЕ и пуско-отсечной многоразовый клапан 24 магистрали слива горючего 20.

Из резьбового штуцера 19 извлекается плоская медная уплотнительная прокладка 29 (см. фиг. 6), не повреждая уплотнительных мест штуцера 19, устанавливается новая уплотнительная прокладка 29 и заглушка 43 (см. фиг. 12) с накидной гайкой 44, законтриваемая проволокой 47 и фиксируемая пломбой 48. В таком исполнении двигатель отправляется на летно-космические испытания (ЛКИ) в составе изделия.

Положительными эффектами от внедрения, предлагаемого ЖРД с устройством для слива горючего из охлаждающего тракта его камеры, являются:

- повышение надежности работы 4-х его камер, за счет исключения коксообразования на внутренней стенке сопла путем организации слива керосина;

- увеличение ≈ в 10 раз времени наработки двигателя, что позволяет решить и отработать несколько различных задач на одной материальной части (например, вопросы дросселирования, точности настройки, запуска и останова, вибрационные испытания арматуры питания и крепления, отработка в гарантийных диапазонах и т.д.), что снижает материально-финансовые затраты на проведение опытно-конструкторской отработки;

- повторная установка составных частей одной и той же магистрали слива горючего на нескольких двигателях значительно экономит трудовые и материальные затраты на изготовление материальной части двигателя, уменьшает время на подготовку его к стендовым огневым испытаниям;

- обеспечение постоянства координат выходного стыковочного фланца пуско-отсечного многоразового клапана в магистрали слива горючего улучшает условия соединения со стендовой трубой и также сокращает время подготовки стенда к огневым испытаниям;

- изготовление трубопровода 23 магистрали слива горючего 20 с компенсационным изгибом 28, а тройника 18 трубы переброса горючего 11 и переходника 21 из стали с более высокими прочностными характеристиками повышают надежность устройства при воздействии вибрационных нагрузок при огневых стендовых испытаниях;

- установка магистрали слива горючего в составе двигателя, а не стенда, является более предпочтительной и целесообразной по ряду причин: необходимостью расположения пуско-отсечного клапана ближе к месту отбора горючего на слив, закрепления его и трубопровода слива в одной системе - на двигателе, что повышает надежность резьбового штуцера на тройнике трубы переброса и исключает возможность его поломки от нагрузок со стороны стендовой магистрали.

Составные части, узлы, агрегаты устройства достаточно просты в изготовлении, надежны в работе и вполне решают поставленные задачи.

1. Жидкостный ракетный двигатель, 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, отличающийся тем, что в нем 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 клапана, закрепленного на растяжке рамы.

2. ЖРД по п. 1, отличающийся тем, что в нем между переходником и трубопроводом магистрали слива горючего установлен эксцентриковый компенсатор.

3. ЖРД по п. 1, отличающийся тем, что в нем в разъемном соединении между трубопроводом и пуско-отсечным многоразовым клапаном магистрали слива горючего установлен поворотный фланец, а хомуты крепления пуско-отсечного клапана к растяжке рамы выполнены регулируемыми.

4. ЖРД по п. 1, отличающийся тем, что в нем трубопровод магистрали слива горючего выполнен с компенсационным изгибом.



 

Похожие патенты:

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.

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения при создании жидкостных ракетных двигателей, работающих на криогенных компонентах, преимущественно кислороде и водороде.

Изобретение относится к области ракетной техники может быть использовано при создании камер жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Камера ЖРД содержит смесительную головку, 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, причем упомянутые оболочки и ребра образуют каналы охлаждения.

Изобретение относится к устройствам, предназначенным для создания потока перегретого водяного пара за счет сжигания водород-кислородной смеси в паровой среде. Может использоваться в ракетных двигателях, циклах комбинированных и паротурбинных энергетических установок.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к способу изготовления сопла жидкостного ракетного двигателя оживальной формы. Сопло состоит из нескольких автономных трапецеидальных секторов оживальной формы, соединенных в осевом направлении.

Изобретение относится к устройствам, предназначенным для перегрева водяного пара при организации рабочего процесса паровых, парогазовых энергетических установок и газоперекачивающих агрегатов.

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

Изобретение относится к области ракетной техники. Камера жидкостного ракетного двигателя содержит наружную и огневую оболочки с каналами охлаждения между ними, образованными двутавровыми проставками, на которых размещены турбулизаторы потока.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно - к созданию камер жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Способ изготовления тракта регенеративного охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя заключается в изготовлении наружной и огневой оболочек с последующим их скреплением между собой по вершинам двутавровых проставок с образованием каналов охлаждения между ними, при этом полки двутавровых проставок выполняют переменной ширины за счет выполнения на них чередующихся выборок, при этом турбулизаторы потока образованы указанными чередующимися выборками.

Изобретение относится к области ракетной техники. Тракт регенеративного охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя содержит наружную и огневую оболочки с каналами охлаждения между ними, образованными двутавровыми проставками, на которых размещены турбулизаторы потока.

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.

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.

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.

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.
Наверх