Многокамерный жидкостный ракетный двигатель



Многокамерный жидкостный ракетный двигатель
Многокамерный жидкостный ракетный двигатель
Многокамерный жидкостный ракетный двигатель
Многокамерный жидкостный ракетный двигатель
Многокамерный жидкостный ракетный двигатель
Многокамерный жидкостный ракетный двигатель
Многокамерный жидкостный ракетный двигатель
Многокамерный жидкостный ракетный двигатель
Многокамерный жидкостный ракетный двигатель
Многокамерный жидкостный ракетный двигатель

 


Владельцы патента RU 2611707:

Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" (RU)

Изобретение относится к ракетной технике, в которой создание жидкостных ракетных двигателей с донной тепловой защитой, предназначенной для уменьшения теплового и газодинамического воздействия продуктов сгорания работающих двигателей, является актуальной задачей. Многокамерный жидкостный ракетный двигатель, содержащий общий для всех камер турбонасосный агрегат, газогенератор, агрегаты автоматики и регулирования, раму и установленную в нижней части двигательного отсека донную защиту с цилиндрическими проемами, с установленными через них соплами, выполненными с возможностью качания камер с цапфами, взаимодействующими с траверсами, соединенными с рамой, причем на внешней части сопел камер выполнены кольцевые бурты с закрепленными на них ответными частями с зазорами относительно цилиндрических проемов донной защиты сферическими блистерами, взаимодействующими с цилиндрическими обечайками проемов донной защиты с образованием щелевых зазоров между ними. Между кольцевыми буртами на внешних частях сопел и ответными частями блистеров установлены эксцентричные компенсаторы, цилиндрические внутренние поверхности которых смонтированы с кольцевыми буртами сопел, а наружные цилиндрические поверхности которых, выполненные с эксцентриситетом относительно их цилиндрических внутренних поверхностей, смонтированы цилиндрическими поверхностями сферических блистеров, выполненных эксцентрично наружным кромкам сферических блистеров. Изобретение обеспечивает уменьшение теплового воздействия продуктов сгорания камер на агрегаты двигателя в отсеке за донной защитой при возвратном течении их от срезов сопел за счет уменьшения монтажных кольцевых щелевых зазоров между блистерами и цилиндрическими проемами донной защиты. 1 з.п. ф-лы, 9 ил.

 

Изобретение относится к ракетной технике, в которой создание жидкостных ракетных двигателей с донной тепловой защитой, предназначенной для уменьшения теплового и газодинамического воздействия продуктов сгорания работающих двигателей, является актуальной задачей.

Известны жидкостные ракетные двигатели, содержащие раму, донную защиту с цилиндрическим проемом с установленной через него с возможностью качания камерой с соплом, снабженной сферическим блистером, установленным с кольцевым зазором относительно обечайки цилиндрического проема донной защиты(см. книгу В.А. Александров и др. Ракеты-носители. Под общ. ред. С.О. Осипова Ракеты-носители, стр. 186, рис. 5.10).

В известном жидкостном ракетном двигателе обеспечивается защита агрегатов от теплового и газодинамического воздействия продуктов сгорания камер установкой сферического блистера с минимальным равномерным зазором относительно обечайки цилиндрического проема донной защиты. Кроме того, между блистером и обечайкой донной защиты может быть установлен уплотнительный элемент. Однокамерный жидкостный ракетный двигатель требует применения кардана для обеспечения управления вектором тяги и специальной системы управления по крену с использованием сопел крена, что не всегда возможно по схеме двигателя и связано с ростом массы или с потерей экономичности при выбросе управляющего, как правило с низкой температурой, газа через сопла крена.

Известны также многокамерные жидкостные ракетные двигатели, содержащие общий для всех камер турбонасосный агрегат, газогенератор, агрегаты автоматики и регулирования, раму и установленную в нижней части двигательного отсека донную защиту с цилиндрическими проемами, с установленными через них соплами, выполненными с возможностью качания камер с цапфами, взаимодействующими с траверсами, соединенными с рамой, причем на внешней части сопел камер выполнены кольцевые бурты с закрепленными на них ответными частями с зазорами относительно цилиндрических проемов донной защиты сферическими блистерами, взаимодействующими с цилиндрическими обечайками проемов донной защиты с образованием щелевых зазоров между ними (см. Жидкостный ракетный двигатель, F02K 9/97, патент РФ №2524483 от 27.07.2014 - прототип).

В известном многокамерном жидкостном ракетном двигателе обеспечивается возможность управления ракетой-носителем с высокой экономичностью не только по тангажу и рысканию, но и по крену за счет качания четырех камер в главных плоскостях стабилизации при малых осевых размерах двигателя.

Однако для многокамерных жидкостных ракетных двигателей, имеющих общий для всех камер турбонасосный агрегат, такой способ установки зазора затруднен и связан с необходимым ужесточением требований выполнения сборочных операций, а также с необходимым повышением точности изготовления сопрягаемых деталей и узлов по силовой цепочке начиная от сопл камер, цапф, траверс, рамы передачи силы тяги, рамы донной защиты, донной защиты и ее цилиндрической обечайки проема, через который вставляется камера своим соплом. В таком жидкостном ракетном двигателе при сборке блоков камер с траверсами и рамой появляется неравномерность кольцевого зазора между блистером и кольцевой обечайкой донной защиты, усугубляемая и так малыми размерами кольцевого зазора. Сложность обеспечения равномерного зазора связана с тем, что выявление неравномерного результирующего зазора осуществляется в конце всего процесса сборки с уже готовыми собранными блистерами на камерах, траверсами и посадочными поверхностями рамы, когда из-за особенности конструкции устранить неравномерность кольцевого зазора приемлемыми способами затруднительно. Неравномерное увеличение кольцевого зазора в одной части и уменьшение его в диаметрально противоположной части приводит к повышенному проникновению продуктов сгорания в увеличенной части, чем при равномерном кольцевом зазоре, и к возможному соприкосновению блистера с цилиндрической обечайкой в зоне минимального зазора, что усугубляется наличием вибрации блистера, сопла камеры и рамы с донной защитой при работе жидкостного ракетного двигателя. Для возможности сборки приходится увеличивать номинальные размеры кольцевого зазора, что приводит к проникновению горячих газов через кольцевые зазоры и увеличению теплового воздействия на агрегаты двигателя, повышающего их температуру, что не всегда допустимо.

Целью предлагаемого изобретения является устранение вышеуказанных недостатков и уменьшение теплового воздействия продуктов сгорания камер на агрегаты двигателя в отсеке за донной защитой при возвратном течении их от срезов сопел за счет уменьшения монтажных кольцевых щелевых зазоров между блистерами и цилиндрическими проемами донной защиты.

Указанная выше цель изобретения достигается тем, что в известном многокамерном жидкостном ракетном двигателе, содержащем общий для всех камер турбонасосный агрегат, газогенератор, агрегаты автоматики и регулирования, раму и установленную в нижней части двигательного отсека донную защиту с цилиндрическими проемами, с установленными через них соплами, выполненными с возможностью качания камер с цапфами, взаимодействующими с траверсами, соединенными с рамой, причем на внешней части сопел камер выполнены кольцевые бурты с закрепленными на них ответными частями с зазорами относительно цилиндрических проемов донной защиты сферическими блистерами, взаимодействующими с цилиндрическими обечайками проемов донной защиты с образованием щелевых зазоров между ними, между кольцевыми буртами на внешних частях сопел и ответными частями блистеров установлены эксцентричные компенсаторы, цилиндрические внутренние поверхности которых смонтированы с кольцевыми буртами сопел, а наружные цилиндрические поверхности которых, выполненные с эксцентриситетом относительно их цилиндрических внутренних поверхностей, смонтированы цилиндрическими поверхностями сферических блистеров, выполненных эксцентрично наружным кромкам сферических блистеров.

Указанная выше цель изобретения достигается также тем, что эксцентричные компенсаторы выполнены из двух эксцентричных частей из листового материала, одна из которых выполнена в виде плоской эксцентричной шайбы с равномерно выполненными вдоль внутренней и наружной кромок отверстиями для крепежных болтов монтажа с наружными кромками буртов камер и блистеров, а вторая в виде плоской эксцентричной шайбы с отбортовками на внутренней и наружной кромках, выполненными в направлении срезов сопл, соединенными, например, с помощью точечной сварки друг с другом концентрично соответствующими кромками друг другу.

Предлагаемое изобретение представлено на рис. 1-9, где показаны следующие агрегаты:

1. Камера;
2. Сопло;
3. Срез сопла;
4. Турбонасосный агрегат;
5. Газогенератор;
6. Рама;
7. Клапан пуска окислителя;
8. Клапан пуска горючего;
9. Клапан окислителя;
10. Клапан горючего на газогенератор;
11. Клапан горючего на камеры;
12. Регулятор;
13. Цапфа;
14. Цапфа;
15 Траверса;
16. Траверса;
17. Донная защита;
18. Цилиндрический проем;
19. Растяжка;
20. Привалочная плоскость рамы;
21. Продольная ось симметрии многокамерного жидкостного двигателя;
22. Кольцевой бурт;
23. Сферический блистер;
24. Цилиндрическая обечайка проемов донной защиты;
25. Кольцевой зазор;
26. Продольная ось симметрии камеры;
27. Сквозное цилиндрическое отверстие;
28. Эксцентричный компенсатор;
29. Плоская эксцентричная шайба компенсатора;
30. Внешняя часть плоской эксцентричной шайбы;
31. Внутренняя часть плоской эксцентричной шайбы;
32. Кромка внешней части эксцентричной шайбы;
33. Сквозное цилиндрическое отверстие;
34. Внутренняя плоская часть сферического блистера;
35. Наружная кромка сферического блистера;
36. Кромка внутренней плоской части сферического блистера;
37. Сквозное цилиндрическое отверстие;
38. Болт;
39. Гайка;
40. Внутренняя часть эксцентричной шайбы;
41. Кромка внутренней части эксцентричной шайбы;
42. Сквозное цилиндрическое отверстие;
43. Гайка;
44. Болт;
45. Плоская эксцентричная шайба;
46. Отбортовка;
47. Внутренняя кромка;
48. Отбортовка;
49. Внешняя кромка эксцентричного компенсатора;
50. Дроссель;
51. Рулевая машинка.

Многокамерный жидкостный ракетный двигатель содержит несколько, например четыре, камер 1 с соплами 2 и их срезами 3, турбонасосный агрегат 4, который выполнен общим для всех камер 1, газогенератор 5, раму 6, агрегаты автоматики, включающие клапан пуска окислителя 7, клапан пуска горючего 8, клапан окислителя 9 и горючего 10 для питания газогенератора 5, клапан горючего 11 на линии питания камеры 1 и регулятор 12 на линии горючего питания газогенератора 5. В камерах 1 выполнены цапфы 13 и 14, взаимодействующие с траверсами 15 и 16, установленными в нижней части рамы 6. Донная защита 17 установлена в нижней части многокамерного жидкостного ракетного двигателя, содержит цилиндрические проемы 18. Донная защита 17 закреплена за нижнюю часть рамы 5 с помощью растяжек 19 параллельно привалочной плоскости 20 рамы 5. Цилиндрические проемы 18 донной защиты 17 выполнены равномерно вокруг продольной оси симметрии 21 многокамерного жидкостного двигателя. Камеры 1 установлены своими соплами 2 в цилиндрических проемах18. Причем установка камер 1 в цилиндрических проемах 18 выполнена по местам сборки камер 1 цапфами 13 и 14 в траверсах 15 и 16, далее траверс 15 и 16 в раме 5. Кроме того, камеры 1 выполнены в пределах назначенных допусков и фактической точности технологического оборудования. Камеры 1 с соплами 2, с цапфами 13 и 14 выполнены с возможностью качания в траверсах 15 и 16. Траверсы 15 и 16 соединены с рамой 5.

На внешних частях сопел 2 камер 1 выполнены кольцевые бурты 22. На внешних частях сопел 2 установлены сферические блистеры 23, взаимодействующие с цилиндрическими обечайками 24 проемов 18 донной защиты 17 с образованием кольцевых зазоров 25 между ними.

На кольцевых буртах 22 равномерно и коаксиально продольным осям симметрии камер 26 выполнены сквозные цилиндрические отверстия 27. К кольцевым буртам 22 примонтированы эксцентричные компенсаторы 28. Эксцентричные компенсаторы 28 выполнены из листового материала из двух эксцентричных частей: первая часть в виде плоской эксцентричной шайбы 29. Внешняя часть эксцентричной шайбы 30 выполнена с эксцентриситетом относительно внутренней части эксцентричной шайбы 31. На внешней части эксцентричной шайбы 30 равномерно вдоль ее кромки 32 выполнены сквозные цилиндрические отверстия 33. На внутренних плоских частях 34 сферических блистеров 23, выполненных эксцентрично наружным кромкам 35 сферических блистеров 23, равномерно и на равном удалении от кромок 36 внутренних плоских частей 34 концентрично относительно них выполнены сквозные цилиндрические отверстия 37, через которые выполнено разъемное соединение с эксцентричной шайбой 30 с помощью болтов 38 и гаек 39 через сквозные отверстия 33. На внутренней части 40 эксцентричной шайбы 30 равномерно и на равном удалении от кромки 41 внутренней части 40 эксцентричной шайбы 30 выполнены сквозные цилиндрические отверстия 42. На кольцевых буртах 22 концентрично им установлены эксцентричные компенсаторы 28, соединенные с кольцевыми буртами 22 с помощью гаек 43 и болтов 44, вставленных через сквозные цилиндрические отверстия 42 и 27. Эксцентричные компенсаторы 28 выполнены из двух частей, одна из которых представляет собой эксцентричную шайбу 30 со сквозными цилиндрическими отверстиями 33 и 42, а вторая представляет собой плоскую эксцентричную шайбу 45 с отбортовкой 46 малой высоты на внутренней кромке 47 (концентричной с кромкой 41) и отбортовкой 48 на внешней кромке 49 (эксцентричной кромке 47), соединенные точечной сваркой друг с другом. Отбортовки 46 и 48 ориентированы в направлении срезов 3 сопел 2 и служат для центрирования с одной стороны со сферическими блистерами 23, а с другой - с кольцевыми буртами 22, что одними болтами 38 и 44 не обеспечивается. Ориентация отбортовок 46 и 48 к срезам 3 сопел 2 позволяет визуально контролировать концентрическую сопрягаемость кольцевых буртов 22, сферических блистеров 23 с эксцентричными компенсаторами 28, а именно внешними кромками 49 и внутренними 36, а также внутренними кромками 47 и наружными частями кольцевых буртов 22. Внешние кромки 35 сферических блистеров 23 установлены концентрично продольным осям 26 камер. Многокамерный жидкостный ракетный двигатель снабжен дросселем 50 для обеспечения равномерного опорожнения баков, а также рулевыми машинками 51 для управления вектором тяги за счет обеспечения качания камер с цапфами 13 и 14 в траверсах 15 и 16. Между сферическими блистерами 23 и цилиндрическими обечайками 24 проемов 18 донной защиты 17 образованы кольцевые зазоры 25.

Многокамерный жидкостный ракетный двигатель работает следующим образом. При окончательной сборке перечисленных выше входящих в многокамерный жидкостный ракетный двигатель узлов и деталей контролируется равномерность кольцевых зазоров 25 между сферическими блистерами 23 и цилиндрическими обечайками 24 проемов 18 донной защиты 17. На камерах 1 контролируется неравномерность кольцевого зазора 25. Образующийся при сборке эксцентриситет кольцевого зазора 25, ориентация которого заранее неизвестна, устраняется тем, что на камерах 1 снимаются болты 38 и 44 с гайками 39 и 43. Эксцентричные компенсаторы 28 и сферические блистеры 23 поворачиваются относительно продольных осей 26 камер 1, причем с упорами отбортовок 46 с цилиндрическими буртами 22, а отбортовок 48 с внутренними кромками плоских частей 34 сферических блистеров 23. Угловой шаг поворотов соответствует угловым координатам размещения сквозных цилиндрических отверстий 27, 33, 37 и 42 для обеспечения последующей сборки разобранных соединений эксцентричных компенсаторов 28 с кольцевыми буртами 22 камер 1 и сферических блистеров 23 при достижении равномерных минимальных кольцевых зазоров 25. После этого окончательно вставляются болты 38 и 44 с гайками 39 и 43.

Таким образом, предлагаемая конструкция многокамерного жидкостного ракетного двигателя обеспечивает минимальный равномерный кольцевой зазор 25 между камерами 1 и донной защитой 17 при влиянии множественности отклонений по допускам при изготовлении деталей и сборочных единиц, влияющих на зазоры, сопрягаемых привалочных плоскостей 20 рамы 6, цапф 13 и 14 камер 1, траверс 15 и 16, донной защиты 17 и растяжек 19 ее крепления к раме 6.

В полете многокамерный жидкостный ракетный двигатель работает следующим образом. Окислитель поступает от клапана пуска окислителя 7 в турбонасосный агрегат 4, а далее через клапан окислителя 9 в газогенератор 5. Горючее поступает от клапана пуска горючего 8 в турбонасосный агрегат 4, а далее через капан горючего 10 и регулятор 12 в газогенератор 5. Продукты сгорания из газогенератора 5 поступают на турбину турбонасосного агрегата 4, а далее на четыре камеры 1. Кроме того, горючее поступает от турбонасосного агрегата 4 через дроссель 50 и клапан горючего 11 на охлаждение камер 1. Управление вектором тяги осуществляется отклонением камер 1 в траверсах 15 и 16 с помощью рулевых машинок 51. За счет установки эксцентричных компенсаторов 28 с последующей корректировкой кольцевых зазоров 25 между сферическими блистерами 23 и цилиндрическими обечайками 24 проемов 18 донной защиты 17 не происходит превышение газодинамического и теплового воздействия продуктов сгорания камер 1 на двигательный отсек за донной защитой 17.

Применение предлагаемого технического решения уменьшает тепловое воздействие продуктов сгорания камер на агрегаты двигателя в отсеке за донной защитой при возвратном течении их от срезов сопел за счет уменьшения монтажных кольцевых щелевых зазоров между блистерами и цилиндрическими проемами донной защиты с обеспечением равномерных кольцевых зазоров, чем обеспечивается расчетная рабочая температура агрегатов и надежность их работы.

1. Многокамерный жидкостный ракетный двигатель, содержащий общий для всех камер турбонасосный агрегат, газогенератор, агрегаты автоматики и регулирования, раму и установленную в нижней части двигательного отсека донную защиту с цилиндрическими проемами, с установленными через них соплами, выполненными с возможностью качания камер с цапфами, взаимодействующими с траверсами, соединенными с рамой, причем на внешней части сопел камер выполнены кольцевые бурты с закрепленными на них ответными частями с зазорами относительно цилиндрических проемов донной защиты сферическими блистерами, взаимодействующими с цилиндрическими обечайками проемов донной защиты с образованием щелевых зазоров между ними, отличающийся тем, что между кольцевыми буртами на внешних частях сопел и ответными частями блистеров установлены эксцентричные компенсаторы, цилиндрические внутренние поверхности которых смонтированы с кольцевыми буртами сопел, а наружные цилиндрические поверхности которых, выполненные с эксцентриситетом относительно их цилиндрических внутренних поверхностей, смонтированы с цилиндрическими поверхностями сферических блистеров, выполненных эксцентрично наружным кромкам сферических блистеров.

2. Многокамерный жидкостный ракетный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что эксцентричные компенсаторы выполнены из двух эксцентричных частей из листового материала, одна из которых выполнена в виде плоской эксцентричной шайбы с равномерно выполненными вдоль внутренней и наружной кромок отверстиями для крепежных болтов монтажа с наружными кромками буртов камер и блистеров, а вторая в виде плоской эксцентричной шайбы с отбортовками на внутренней и наружной кромках, выполненными в направлении срезов сопел, соединенными, например, с помощью точечной сварки друг с другом концентрично соответствующими эксцентричными и концентричными кромками друг другу.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Компоновка маршевой многокамерной двигательной установки двухступенчатой ракеты-носителя с составным сопловым блоком, оснащенной ракетными блоками первой и второй ступеней, соединенными и работающими по параллельной схеме, содержащая охлаждаемые камеры жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) первой ступени, расположенные вокруг укороченного центрального тела общего для этих камер штыревого сопла, и камеры сгорания второй ступени, расположенные во внутренней полости этого укороченного центрального тела около их общего круглого тарельчатого сопла, соединенные разъемными узлами силовой связи с разделяемыми ракетными блоками ступеней.

Сопло ракетного двигателя с механизмом раздвижки, обеспечивающим перевод сопла из сложенного положения в рабочее, содержит раструб и складной насадок, образованный лепестками с элементами кинематической связи лепестков с раструбом.

Изобретение относится к ракетной технике. Раструб сопла ракетного двигателя с тепловой изоляцией выполнен из композиционного материала, который представляет собой армированную углеродными волокнами керамическую матрицу.

Изобретение относится к ракетной технике, а более конкретно к устройству жидкостного ракетного двигателя с выдвижным соплом. В жидкостном ракетном двигателе исполнительный механизм выполнен в виде двух соосных, с неподвижным соплом и между собой одной неподвижной и другой, выполненной с возможностью вращения относительно неподвижной, обечаек, с расположенными между обечайками подшипниками и узлом ограничения взаимного осевого перемещения вдоль продольной оси сопла, а на второй обечайке, связанной кинематически с приводом вращательного перемещения через кинематический узел, и на наружной части смонтированной с возможностью перемещения части сопла равномерно по окружности расположены цапфы с установленными на их концах сферическими подшипниками, соединенными шатунами.

Развертываемое сопло для ракетного двигателя содержит неподвижную расширяющуюся секцию и подвижную расширяющуюся секцию, которая коаксиальна неподвижной расширяющейся секции и выполнена с возможностью перемещения вдоль неподвижной расширяющейся секции из втянутого положения в развернутое положение.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при изготовлении заглушек для сопел ракетных двигателей на твердом топливе. При изготовлении сферической заглушки выкраивают круговые заготовки из пропитанной связующим стеклоткани, выкладывают из заготовок многослойный пакет на соответствующую конфигурации заглушки матрицу пресс-формы и осуществляют горячее прессование.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при разработке заглушек сопел малогабаритных ракетных двигателей, где необходимо реализовать высокий уровень давления срабатывания заглушки.

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.

При сборке сопла ракетного двигателя с эластичным опорным шарниром сопло устанавливают вертикально стыковочным фланцем на базовую поверхность стыковочного фланца жесткого основания и сжимают эластичный опорный шарнир с заданным усилием.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к способу изготовления внутренней оболочки сопла камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя (ЖРД). Способ включает ротационное выдавливание оболочки за несколько переходов.

Изобретение относится к устройствам для перемешивания и распыливания компонентов топлива жидкостного ракетного двигателя. Соосно-струйная форсунка, преимущественно для камеры жидкостного ракетного двигателя, содержит, наконечник с профилированным осевым каналом, соединяющим полость одного компонента топлива с полостью камеры сгорания, и втулку, охватывающую с кольцевым зазором наконечник и соединяющую полость другого компонента топлива с полостью камеры сгорания, при этом в выходной части наконечника выполнены пилоны, взаимодействующие с внутренней поверхностью втулки и центрирующие наконечник относительно втулки, причем на цилиндрической поверхности наконечника выполнены радиальные отверстия, равномерно расположенные по окружности и соединяющие осевой канал наконечника с внутренней полостью втулки.

Изобретение относится к энергетике. Устройство для нагрева текучей среды содержит первую горелку, обеспечивающую первое сгорание ограничивающего компонента топлива и избыточного компонента топлива, и первый модуль теплообменника, в котором первые газы сгорания, производимые в указанном первом сгорании, отдают тепло текучей среде.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Система подачи топлива в ракетном двигателе, содержащая контур (4) подачи топлива, дополнительно содержит устройство изменения объема газа в контуре (4), выполненное с возможностью изменения объема газа в контуре во время функционирования ракетного двигателя.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Уничтожаемая система подачи топлива для спутника включает работающий под давлением бак из алюминиевого сплава совместно с устройством управления топливом из алюминиевого сплава в нем.

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.

Изобретение относится к области жидкостных ракетных двигателей. В устройстве для защиты жидкостного ракетного двигателя от статического электричества, содержащем токопроводящие перемычки, закрепленные при помощи винтов и гаек одним концом к установочным элементам на корпусах пироклапанов, другим концом - к бобышкам на раме двигателя, пиропатроны, ввернутые в пироклапаны, бобышки заземления на раме, провода заземления, в котором согласно изобретению между резьбовой частью пиропатронов и ответной резьбой гнезда пироклапана, резьбой на корпусе пироклапана и резьбой тубуса пусковой ампулы газогенератора, а также в местах крепления перемычек и заземления нанесена токопроводящая эмаль, уменьшающая активное сопротивление электрической цепи и служащая одновременно средством контровки резьбовых соединений, с конструкциями узлов с пироклапанами соединены трубопроводы, к которым закреплены электрические перемычки, связанные с рамой двигателя при помощи крепежных элементов, на поперечной растяжке его рамы размещены по крайней мере две бобышки с подсоединенными к ним проводами заземления.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в жидкостных ракетных двигателях для монтажа 4 камер, ТНА, других агрегатов в единую двигательную установку и передачи создаваемой ею тяги на корпус ракеты.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при изготовлении ракетных установок с четырехкамерным жидкостным ракетным двигателем. Жидкостный ракетный двигатель, включающий четыре камеры, закрепленные на раме, прикрепленный к раме турбонасосный агрегат, имеющий турбину, насосы окислителя и горючего, тепловую защиту, трубопроводы подачи окислителя и горючего в газогенератор и камеры двигателя, согласно изобретению, содержит раму, выполненную в виде цельносварной пространственной фермы, состоящей из привалочного и нижнего шпангоутов, соединенных между собой стержнями, при этом к нижнему шпангоуту прикреплены траверсы с подшипниками, в которые вставлены цапфы камер для их поворота вокруг оси качания, кроме того, двигатель содержит четыре изогнутых магистрали подачи окислительного газа, единый концевой коллектор которых соединен с выходом турбины, а восемь других колен - с соответствующими головками камер, причем в магистралях перпендикулярно оси качания камер расположены блоки гибких трубопроводов с сильфонами, одним стыком соединенные с неподвижной частью магистрали, а другим - с ее подвижной частью, входящей в качающийся в одной плоскости блок камеры.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для креплений разделительных устройств блоков ступеней ракет-носителей, устанавливаемых на теплозащитах двигателей.

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