Система отбора жидкости в ракетный двигатель космического объекта (2 варианта)

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в двигателях космических объектов (КО). Система отбора жидкости в ракетный двигатель КО содержит бак с нижним днищем с приямком, расходным клапаном с дополнительной полостью, заборное устройство, крепежные элементы. Приямок выполнен в виде большой сферической оболочки, переходящей в малую сферическую оболочку с расходным фланцем, и содержит опорные площадки с полой сферой с приваренными ребрами, кронштейны, перфорированную сферическую оболочку. Заборное устройство содержит корпус в виде расположенных друг над другом верхнего плоского кольца и нижнего кольца с центральными отверстиями, размещенными на общей оси, ребра, втулки, фильтрующий элемент, выполненный двумя контурами, содержит кольцевую мелкоячеистую решетку, кольцевой сетчатый ловитель. Изобретение позволяет повысить надежность работы двигательной установки (ДУ) КО и уменьшить массу ДУ КО. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.

 

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкции заборных устройств, обеспечивающих отбор жидкости с минимальными гидравлическими остатками в баках в ракетный двигатель космического объекта.

Известен ракетный разгонный блок по патенту РФ №2153447, содержащий бак окислителя с расходным клапаном, размещенным внутри бака окислителя, бак горючего с расходным клапаном, размещенным вне бака горючего, маршевый двигатель с турбонасосным агрегатом и дополнительную двигательную установку, обеспечивающую продольную перегрузку ракетного разгонного блока и соответственно прилив жидкости к заборному устройству для запуска маршевого двигателя. Размещение расходного клапана внутри криогенного бака окислителя обусловлено, в первую очередь, тем, что при разгерметизации тракта за клапаном в промежутках между работами двигателя криогенная жидкость (например, жидкий кислород) не поступит во внутреннюю полость разгонного блока и не приведет к аварийной ситуации. Размещение же расходного клапана вне бака горючего оправдано, т.к. жидкость (например, керосин) не является активным окислителем.

В патенте не представлено описание системы отбора жидкости в маршевый двигатель ракетного разгонного блока.

Известны инерционные системы отбора жидкости из баков жидкостных ракетных двигательных установок (см. «Капиллярные системы отбора жидкости из баков космических летательных аппаратов». Авторы: В.В. Багров, А.В. Курпатенков, В.Н. Поляев, А.Л. Синцов, В.Ф. Сухоставец. Москва, УНГИД «Энергомаш», 1977 г, стр. 36, 37, 45) - прототип.

В прототипе представлены в упрощенном виде конструкции заборных устройств и даны общие положения построения систем отбора жидкости, использующих инерционное осаждение жидкости.

Недостатками прототипа являются:

1. Количество гидравлических остатков в баках, при которых не происходит прорыв газовой составляющей в двигатель космического объекта при его запуске и останове не определено как минимальное;

2. Нет критериев, обеспечивающие запуск двигателя космического объекта при минимальном количестве топлива в баках.

Задачей изобретения является повышение надежности работы заборного устройства и двигательной установки космического объекта в целом, а также уменьшение массы двигательной установки космического объекта.

Задача по первому варианту решается за счет того, что в системе отбора жидкости в ракетный двигатель космического объекта, включающей бак, содержащий нижнее днище, заборное устройство с фильтрующим элементом и расходный клапан, расположенный внутри бака, корпус заборного устройства выполнен в виде расположенных друг над другом верхнего плоского кольца и нижнего кольца с центральными отверстиями, размещенными на общей оси, причем диаметр центрального отверстия верхнего плоского кольца больше наружного диаметра расходного клапана на минимальную величину, при этом расходный клапан размещен в центральных отверстиях колец. Верхнее плоское кольцо и нижнее кольцо жестко соединены между собой ребрами, которые установлены равномерно и радиально; нижнее кольцо имеет форму и размеры, соответствующие форме и размерам нижнего днища. Заборное устройство жестко закреплено на внутренней поверхности нижнего днища равномерно размещенными по наружному и внутреннему контурам крепежными элементами. В заборном устройстве фильтрующий элемент выполнен двумя контурами, последовательно размещенными один за другим, и состоит из кольцевой мелкоячеистой решетки и кольцевого сетчатого ловителя, причем кольцевая мелкоячеистая решетка жестко соединена по контуру с верхним плоским кольцом и в пакете с кольцевым сетчатым ловителем - с нижним кольцом, а кольцевой сетчатый ловитель по внешнему контуру через равномерно размещенные втулки жестко присоединен к нижнему кольцу, образуя кольцевой зазор между кольцевым сетчатым ловителем и нижним кольцом. На входе в расходный клапан введена дополнительная полость за счет перехода внутренней поверхности нижнего днища в коническую поверхность, чем обеспечивается равномерное течение потока жидкости с плавным изменением его скорости на выходе из заборного устройства.

Задача по второму варианту решается за счет того, что в системе отбора жидкости в ракетный двигатель космического объекта, включающей бак, содержащий нижнее днище с приямком, заборное устройство и расходный клапан, расположенный вне бака, приямок нижнего днища выполнен в виде большой сферической оболочки, переходящей в малую сферическую оболочку с расходным фланцем, причем на внутренней поверхности малой сферической оболочки равномерно по окружности выполнены опорные площадки, на которые жестко установлена полая сфера с помощью ребер, радиально и равномерно приваренных к полой сфере. На наружной поверхности полой сферы равномерно по экватору установлены кронштейны, на которых жестко закреплена перфорированная сферическая оболочка, причем наружные поверхности перфорированной сферической оболочки, полой сферы и поверхности ребер вместе с внутренними поверхностями большой сферической оболочки и малой сферической оболочки приямка организуют поток топлива, поступающего к расходному фланцу, на котором герметично закреплен расходный клапан.

На фиг. 1 представлено заборное устройство с расходным клапаном, расположенным внутри бака, на фиг. 2 дан вид сверху на заборное устройство с расходным клапаном, расположенным внутри бака, на фиг. 3 изображено заборное устройство с расходным клапаном, расположенным вне бака, на фиг. 4 показаны ребра по второму варианту, где:

1 - бак;

2 - нижнее днище;

3 - заборное устройство;

4 - фильтрующий элемент;

5 - расходный клапан;

6 - верхнее плоское кольцо;

7 - нижнее кольцо;

8 - ось;

9 - ребра;

10 - крепежные элементы;

11 - кольцевая мелкоячеистая решетка;

12 - кольцевой сетчатый ловитель;

13 - втулки;

14 - дополнительная полость;

15 - внутренняя поверхность нижнего днища;

16 - коническая поверхность;

17 - приямок;

18 - большая сферическая оболочка;

19 - малая сферическая оболочка;

20 - расходный фланец;

21 - внутренняя поверхность малой сферической оболочки;

22 - опорные площадки;

23 - полая сфера;

24 - наружная поверхность полой сферы;

25 - кронштейны;

26 - перфорированная сферическая оболочка.

По первому варианту в системе отбора жидкости в ракетный двигатель космического объекта, включающей бак 1, содержащий нижнее днище 2, заборное устройство 3 с фильтрующим элементом 4 и расходный клапан 5, расположенный внутри бака 1, корпус заборного устройства 3 выполнен в виде расположенных друг над другом верхнего плоского кольца 6 и нижнего кольца 7 с центральными отверстиями, размещенными на общей оси 8, причем диаметр центрального отверстия верхнего плоского кольца 6 больше наружного диаметра расходного клапана 5 на минимальную величину, при этом расходный клапан 5 размещен в центральных отверстиях колец 6 и 7. Верхнее плоское кольцо 6 и нижнее кольцо 7 жестко соединены между собой ребрами 9, которые установлены равномерно и радиально; нижнее кольцо 7 имеет форму и размеры, соответствующие форме и размерам нижнего днища 2. Заборное устройство 3 жестко закреплено на внутренней поверхности нижнего днища 2 равномерно размещенными по наружному и внутреннему контурам крепежными элементами 10. В заборном устройстве 3 фильтрующий элемент 4 выполнен двумя контурами, последовательно размещенными один за другим, и состоит из кольцевой мелкоячеистой решетки 11 и кольцевого сетчатого ловителя 12, причем кольцевая мелкоячеистая решетка 11 жестко соединена по контуру с верхним плоским кольцом 6 и в пакете с кольцевым сетчатым ловителем 12 - с нижним кольцом 7, а кольцевой сетчатый ловитель 12 по внешнему контуру через равномерно размещенные втулки 13 жестко присоединен к нижнему кольцу 7, образуя кольцевой зазор между кольцевым сетчатым ловителем 12 и нижним кольцом 7. На входе в расходный клапан 5 введена дополнительная полость 14 за счет перехода внутренней поверхности нижнего днища 15 в коническую поверхность 16, чем обеспечивается равномерное течение потока жидкости с плавным изменением его скорости на выходе из заборного устройства 3.

Фильтрующим элементом 13 задерживаются посторонние частицы, которые могут быть в жидкости. Кроме того, кольцевая мелкоячеистая решетка 11 вместе с ребрами 9 играют роль воронкогасителя.

Кольцевой сетчатый ловитель 12 задерживает мелкие посторонние частицы. Например, при наличии сферического днища, когда уровень жидкости проходит по сферической поверхности, частицы с уменьшением диаметра уровня жидкости скатываются к заборному устройству 3 и задерживаются кольцевым сетчатым ловителем 12.

По второму варианту в системе отбора жидкости в ракетный двигатель космического объекта, включающей бак 1, содержащий нижнее днище 2 с приямком 17, заборное устройство 3 и расходный клапан 5, расположенный вне бака 1, приямок 17 нижнего днища 2 выполнен в виде большой сферической оболочки 18, переходящей в малую сферическую оболочку 19 с расходным фланцем 20, причем на внутренней поверхности малой сферической оболочки 21 равномерно по окружности выполнены опорные площадки 22, на которые жестко установлена полая сфера 23 с помощью ребер 9, радиально и равномерно приваренных к полой сфере 23. На наружной поверхности полой сферы 24 равномерно по экватору установлены кронштейны 25, на которых жестко закреплена перфорированная сферическая оболочка 26, причем наружные поверхности перфорированной сферической оболочки 26, полой сферы 23 и поверхности ребер 9 вместе с внутренними поверхностями большой сферической оболочки 18 и малой сферической оболочки 19 приямка 17 организуют поток топлива, поступающего к расходному фланцу 20, на котором герметично закреплен расходный клапан 5.

Перфорированная сферическая оболочка 26 и ребра 9 играют роль воронкогасителя.

По первому варианту система отбора жидкости в ракетный двигатель космического объекта, включающая бак 1, содержащий нижнее днище 2, заборное устройство 3 с фильтрующим элементом 4 и расходный клапан 5, расположенный внутри бака 1, функционирует следующим образом.

В условиях невесомости после создания продольной перегрузки дополнительной двигательной установкой жидкость приливает к заборному устройству 3, открывается расходный клапан 5, далее жидкость проходит через кольцевую мелкоячеистую решетку 13, при этом колебания поверхности жидкости снижаются, затем жидкость через расходный клапан 5 поступает в расходную магистраль маршевого двигателя.

По второму варианту система отбора жидкости в ракетный двигатель космического объекта, включающая бак 1, содержащий нижнее днище 2 с приямком 17, заборное устройство 3 и расходный клапан 5, расположенный вне бака 1, функционирует следующим образом.

В условиях невесомости после создания продольной перегрузки дополнительной двигательной установкой жидкость приливает к заборному устройству 3, открывается расходный клапан 5, далее жидкость, обтекая полую сферу 24, поступает на вход в расходный клапан 5, затем жидкость через расходный клапан 5 поступает в расходную магистраль маршевого двигателя.

По первому варианту при минимальных количествах жидкости в баке, при которых не происходит прорыв газовой составляющей при запуске и останове двигателя космического объекта, отбор жидкости обеспечивается за счет введения в заборном устройстве 3 дополнительной полости 14, при этом верхнее плоское кольцо 6 приближается к выходу из заборного устройства 3, и за счет этого общий объем минимального количества жидкости в баке 1 уменьшается.

По второму варианту объем минимального количества жидкости в баке 1, при котором не происходит прорыв газовой составляющей в двигатель космического объекта при его запуске, снижается за счет введения в заборном устройстве 3 дополнительной полости 14, образованной малой сферической оболочкой 19 и полой сферой 23.

По первому варианту и по второму варианту введением в заборном устройстве 3 дополнительной полости 14 обеспечивается отбор жидкости в ракетный двигатель космического объекта при минимальных количествах жидкости в баках, при которых не происходит прорыв газовой составляющей при запуске и останове двигателя космического объекта, за счет этого обеспечивается повышение надежности работы заборного устройства и двигательной установки космического объекта в целом, при этом уменьшается масса двигательной установки космического объекта.

1. Система отбора жидкости в ракетный двигатель космического объекта, включающая бак, содержащий нижнее днище, заборное устройство с фильтрующим элементом и расходный клапан, расположенный внутри бака, отличающаяся тем, что корпус заборного устройства выполнен в виде расположенных друг над другом верхнего плоского кольца и нижнего кольца с центральными отверстиями, размещенными на общей оси, причем диаметр центрального отверстия верхнего плоского кольца больше наружного диаметра расходного клапана на минимальную величину, при этом расходный клапан размещен в центральных отверстиях колец; верхнее плоское кольцо и нижнее кольцо жестко соединены между собой ребрами, которые установлены равномерно и радиально; нижнее кольцо имеет форму и размеры, соответствующие форме и размерам нижнего днища; заборное устройство жестко закреплено на внутренней поверхности нижнего днища равномерно размещенными по наружному и внутреннему контурам крепежными элементами; в заборном устройстве фильтрующий элемент выполнен двумя контурами, последовательно размещенными один за другим, и состоит из кольцевой мелкоячеистой решетки и кольцевого сетчатого ловителя, причем кольцевая мелкоячеистая решетка жестко соединена по контуру с верхним плоским кольцом и в пакете с кольцевым сетчатым ловителем - с нижним кольцом, а кольцевой сетчатый ловитель по внешнему контуру через равномерно размещенные втулки жестко присоединен к нижнему кольцу, образуя кольцевой зазор между кольцевым сетчатым ловителем и нижним кольцом; на входе в расходный клапан введена дополнительная полость за счет перехода внутренней поверхности нижнего днища в коническую поверхность, чем обеспечивается равномерное течение потока жидкости с плавным изменением его скорости на выходе из заборного устройства.

2. Система отбора жидкости в ракетный двигатель космического объекта, включающая бак, содержащий нижнее днище с приямком, заборное устройство и расходный клапан, расположенный вне бака, отличающаяся тем, что приямок нижнего днища выполнен в виде большой сферической оболочки, переходящей в малую сферическую оболочку с расходным фланцем, причем на внутренней поверхности малой сферической оболочки равномерно по окружности выполнены опорные площадки, на которые жестко установлена полая сфера с помощью ребер, радиально и равномерно приваренных к полой сфере; на наружной поверхности полой сферы равномерно по экватору установлены кронштейны, на которых жестко закреплена перфорированная сферическая оболочка, причем наружные поверхности перфорированной сферической оболочки, полой сферы и поверхности ребер вместе с внутренними поверхностями большой сферической оболочки и малой сферической оболочки приямка организуют поток топлива, поступающего к расходному фланцу, на котором герметично закреплен расходный клапан.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к моделированию процесса сжигания продуктов газификации неизрасходованных остатков жидких компонентов ракетного топлива в баках отработанной ступени ракеты-носителя.
Ракетный двигатель содержит камеру сгорания с соплом. В камеру сгорания подают жидкий металл и воду.
Ракетный двигатель содержит камеру сгорания с соплом, в которую под давлением подается газообразный, или жидкий, или расплавленный гидрид и вода или антифриз на основе воды, или водяной пар.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в двигателях космических объектов (КО). Капиллярная система хранения и отбора жидкости в ракетный двигатель КО содержит топливный бак с крышкой и нижним днищем, радиальные перфорированные перегородки, кронштейны, трубопровод с теплообменником, хомуты, коническую обечайку, гайку, стрежень с резьбой и площадкой, заборное устройство с корпусом в виде расположенных друг над другом и соединённых ребрами верхнего плоского кольца с внутренней кромкой, выполненной в виде утолщения с лабиринтными кольцевыми выступами, и нижнего кольца с центральными отверстиями или корпусом с большим конусом, переходящим в малый конус с расходным фланцем, накопителем капиллярного типа с капиллярной сеткой, теплообменником, тарелью в виде плоского кольца, конической обечайкой, дозирующим устройством, капиллярной сеткой, крепежными элементами, расходным клапаном, несущим диском с периферийными и центральным отверстиями и радиальными окнами, полой осью с верхней чашей с прорезами и нижней чашей с прорезями и площадкой.

Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано в космической технике или авиации. Двигатель содержит систему агрегатов формирования и подачи рабочего тела в сопло, при этом сопло имеет входную часть, выполненную в виде полого цилиндра с тангенциальными подводами рабочего тела, расположенными равномерно в поперечной плоскости.

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 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.
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%.
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%.
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%.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в двигателях космических объектов (КО). Капиллярная система хранения и отбора жидкости в ракетный двигатель КО содержит топливный бак с крышкой и нижним днищем, радиальные перфорированные перегородки, кронштейны, трубопровод с теплообменником, хомуты, коническую обечайку, гайку, стрежень с резьбой и площадкой, заборное устройство с корпусом в виде расположенных друг над другом и соединённых ребрами верхнего плоского кольца с внутренней кромкой, выполненной в виде утолщения с лабиринтными кольцевыми выступами, и нижнего кольца с центральными отверстиями или корпусом с большим конусом, переходящим в малый конус с расходным фланцем, накопителем капиллярного типа с капиллярной сеткой, теплообменником, тарелью в виде плоского кольца, конической обечайкой, дозирующим устройством, капиллярной сеткой, крепежными элементами, расходным клапаном, несущим диском с периферийными и центральным отверстиями и радиальными окнами, полой осью с верхней чашей с прорезами и нижней чашей с прорезями и площадкой.

Изобретение относится к авиакосмической технике и может быть использовано в летательных аппаратах (ЛА). ЛА содержит корпус, два жестко связанных с корпусом реактивных двигателя, блок управления, малоудлиненный расширенный амортизатор с прямоугольным основанием, увеличенные по вертикали два пружинных клапана с закругленными оконечностями, две плоские пластины.

Изобретение относится к электроракетным двигательным системам космических аппаратов (RF). Система содержит несколько независимо управляемых двигателей, например, ионных ускорителей (TW1, TW2, TW3).

Группа изобретений относится к авиационно-космической технике и может быть использована для осуществления полетов в атмосфере и космическом пространстве, при взлёте с Земли и возвращении на неё.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в бесконтактной транспортировке космических объектов (КО) на разных орбитах. Выводят на исходную расчетную орбиту космический аппарат (КА) с ионной пушкой с газоразрядной камерой с плоским индуктором для возбуждения индукционного высокочастотного электрического разряда, двигательной установкой в виде электрического ракетного двигателя (ЭРД), шарнирным механизмом со штангами и шарнирами или виде карданного шарнира для перемещения ЭРД в плоскости, ортогональной оси, проходящей через центр масс КА в направлении вектора тяги ионной пушки, сближают и ориентируют КА относительно транспортируемого КО с помощью изменения направления вектора тяги и точки приложения вектора тяги перемещаемого ЭРД, измеряют координаты транспортируемого КО и расстояние между КА и транспортируемым КО, воздействуют на поверхность транспортируемого КО квазинейтральным ионным пучком с помощью ионной пушки, производят динамическую компенсацию возмущающих сил и моментов, действующих на КА, производят динамическую ориентацию КА относительно транспортируемого КО, перемещают транспортируемый КО на орбиту захоронения, осуществляют перемещение КА по спиральной траектории на орбиту следующего транспортируемого КО.

Изобретение относится к двигательным установкам (ДУ) малой тяги для коррекции орбит космических аппаратов (КА). ДУ содержит размещенные друг над другом ускорители плазмы (УП) с ускоряющими электродами: катодом (3) и анодом (4), а также узлами подачи рабочего тела: шашек (7), снабженных пружинными толкателями (8).

Изобретение относится к области ракетно-космической техники, а именно к двигательным установкам космических аппаратов и разгонных блоков. Модульная двигательная установка малой тяги содержит силовые рамы с закрепленными на них сферическими топливными баками с осями, имеющими наклон к оси установки, и деформируемыми металлическими перегородками, разделяющими их на жидкостные и газовые полости, емкости для хранения сжатого газа, жидкостные реактивные двигатели ориентации и стабилизации, корректирующе-тормозной реактивный двигатель, агрегаты автоматики и управления, трубопроводы, соединяющие между собой элементы системы, закрепленные на силовых рамах.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для управления выведением ракеты космического назначения. Устройство для управления выведением ракеты космического назначения содержит систему управления и навигации, газореактивные сопла, систему газификации с автономным газогенератором с мембранной системой подачи компонентов топлива, возбудителями акустических колебаний, магистрали подачи продуктов газификации, соединенные через управляемые заслонки с системой подачи топлива в соответствующие газогенераторы.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для разгона ракет-носителей (РН). Осуществляют на активном участке траектории разгон РН путем продуцирования реактивных сил от действия ракетных двигателей, производят постоянное удаление пропорционально текущему общему массовому расходу компонентов ракетного топлива во внешнее пространство в виде стружки или порошка, становящихся излишними, избыточными и ненужными для осуществления дальнейшего полета частей баков для компонентов ракетного топлива.
Изобретение относится к средствам и методам управления траекторией движения космических объектов, в частности астероидов. Способ заключается в том, что на поверхность астероида локально наносят по меньшей мере одно вещество в твердом или жидком состоянии.
Изобретение относится к космическим двигательным системам и может использоваться при создании в будущем орбитального заправочного комплекса (ОЗК) или лунной базы. Способ включает доставку на ОЗК воды и получение из неё электролизом водорода и кислорода. Эти газы предварительно охлаждают при контакте с холодной поверхностью ОЗК, затем компримируют и повторно охлаждают, сжижают дросселированием и собирают в виде жидких компонентов топлива. Процессы электролиза воды и компримирования осуществляют поочередно, пневматически изолируя электролизер от получаемых газов. При компримировании сначала сжимают водород электрохимическим способом, а затем этим водородом сжимают кислород. После сжижения кислорода использованный для его компримирования водород перед дросселированием охлаждают полученным жидким кислородом до температуры ниже температуры инверсии при данном давлении. Техническим результатом изобретения является повышение технологичности производства жидкого ракетного топлива, увеличение срока его хранения на ОЗК с повышением надежности и ресурса ОЗК в целом.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в двигателях космических объектов. Система отбора жидкости в ракетный двигатель КО содержит бак с нижним днищем с приямком, расходным клапаном с дополнительной полостью, заборное устройство, крепежные элементы. Приямок выполнен в виде большой сферической оболочки, переходящей в малую сферическую оболочку с расходным фланцем, и содержит опорные площадки с полой сферой с приваренными ребрами, кронштейны, перфорированную сферическую оболочку. Заборное устройство содержит корпус в виде расположенных друг над другом верхнего плоского кольца и нижнего кольца с центральными отверстиями, размещенными на общей оси, ребра, втулки, фильтрующий элемент, выполненный двумя контурами, содержит кольцевую мелкоячеистую решетку, кольцевой сетчатый ловитель. Изобретение позволяет повысить надежность работы двигательной установки КО и уменьшить массу ДУ КО. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.

Наверх