Цепь подачи ракетного топлива и способ охлаждения

Изобретение относится к аэрокосмической области, в частности к области летательных аппаратов, приводимых в движение ракетными двигателями, а также к подающей цепи (6) для запитки ракетного двигателя (2) по меньшей мере первым компонентом жидкого топлива, при этом подающая цепь включает в себя по меньшей мере один первый теплообменник (18), пригодный, чтобы быть присоединенным к цепи (17) охлаждения для охлаждения по меньшей мере одного источника тепла посредством передачи тепла первому компоненту топлива, и дополнительно после упомянутого первого теплообменника - ответвление, проходящее через второй теплообменник. Изобретение обеспечивает регулирование температуры источника тепла с возможностью регулирования скорости тока охлаждающей текучей среды в цепи охлаждения. 5 н. и 5 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Предпосылки к созданию изобретения

Настоящее изобретение относится к аэрокосмической области, в частности к области летательных аппаратов, приводимых в движение ракетными двигателями.

В нижеследующем описании термины «ниже» и «выше» определены относительно обычного направления тока ракетного топлива в цепях подачи ракетного двигателя.

Одной из главных проблем в этой области является проблема достижения удовлетворительного охлаждения бортовых источников тепла. Более конкретно, для того, чтобы обеспечить, чтобы они работали должным образом, некоторым тепловыделяющим устройствам, например, таким как топливные батареи и электрические батареи или электронные цепи, может быть необходимо, чтобы их рабочая температура поддерживались внутри относительно узкого температурного диапазона. Однако характерные для данной области работы ограничения могут сделать трудным отвод тепла, создаваемого такими устройствами. В частности, в условиях космического вакуума существует очень мало каналов отвода тепла.

Задача и сущность изобретения

Настоящее изобретение предназначено для устранения этих недостатков. В частности, изобретение имеет задачей предложить топливную цепь для подачи в ракетный двигатель по меньшей мере первого жидкого топлива, которое служит также для охлаждения по меньшей мере одного источника тепла.

Эта задача решается тем, что цепь подачи топлива включает в себя по меньшей мере один теплообменник, пригодный для присоединения к цепи охлаждения для охлаждения по меньшей мере одного источника тепла, и дополнительно за упомянутым первым теплообменником - ответвление, проходящее через второй теплообменник. Таким образом, во время работы тепло, создаваемое источником тепла, может быть отведено посредством цепи охлаждения и упомянутого первого теплообменника в жидкое топливо, находящееся в цепи подачи ракетного двигателя. В отличие от регенеративного охлаждения стенки камеры сгорания, при котором камера сгорания охлаждается непосредственно топливом, это охлаждение осуществляется, таким образом, через посредство цепи охлаждения, проложенной между источником тепла и топливом, протекающим через цепь подачи, тем самым потенциально обеспечивая возможность регулирования температуры источника тепла более точно возможностью регулирования скорости тока охлаждающей текучей субстанции в цепи охлаждения. Второй теплообменник может разрешить току первого топлива, ответвленного в упомянутое ответвление, переходить в газообразное состояние даже тогда, когда тепловой энергии упомянутого устройства генерации тепла самой по себе недостаточно для этих целей. Таким образом, этот ток газа может быть использован, например, для поддержания внутреннего давления бака, обеспечивающего подающую цепь первым топливом по мере того, как он опустошается. Чтобы делать это, упомянутое ответвление может вести к большой части бака для первого топлива для того, чтобы реинжектировать первое топливо в газообразное состояние. Поэтому настоящее изобретение относится к сборке, содержащей подающую цепь и бак для упомянутого первого жидкого топлива, причем этот бак подсоединен к подающей цепи до упомянутого первого теплообменника, и, кроме того, - к упомянутому ответвлению после упомянутого второго теплообменника.

Настоящее изобретение относится также к сборке, содержащей упомянутую подающую цепь и источник тепла, оснащенный цепью охлаждения, соединенной с упомянутым первым теплообменником подающей цепи. Источник тепла может быть, в частности, топливной батареей. В качестве примера, такая топливная батарея для того, чтобы генерировать электричество для бортовых систем летательного аппарата, приводимого в движение ракетным двигателем, может быть запитана теми же самыми компонентами топлива, что и двигатель ракеты.

Альтернативно, таким же самым образом, настоящее изобретение относится также к летательному аппарату, содержащему ракетный двигатель с упомянутой подающей цепью и бортовое устройство, выделяющее тепло, с цепью охлаждения, соединенной с упомянутым первым теплообменником подающей цепи. Этот летательный аппарат может быть, например, ступенью космического носителя, спутником или летательным аппаратом любого другого типа, который приводится в движение ракетным двигателем на жидком топливе.

Во втором объекте изобретения упомянутая подающая цепь может, в частности, включать в себя первый теплообменник, таким образом, делая возможным увеличение поглощаемой тепловой мощности даже тогда, когда подающая цепь выключена и упомянутый первый компонент топлива не течет.

В третьем объекте изобретения упомянутый первый компонент жидкого топлива может быть, в частности, криогенной жидкостью, в частности жидким водородом, таким образом, обеспечивая охлаждение, которое еще более эффективно из-за его низкой температуры.

В четвертом объекте изобретения упомянутая подающая цепь может включать в себя насос перед упомянутым первым теплообменником. Этот насос может быть, например, электрическим насосом или турбонасосом. Тем не менее, эта подающая цепь, альтернативно, может быть сконфигурирована таким образом, чтобы вызвать ток первого компонента жидкого топлива другим образом, например, таким как посредством наддува бака, расположенного перед ним.

В пятом объекте изобретения в бак для второго компонента жидкого топлива может быть встроен упомянутый второй теплообменник таким образом, чтобы он мог нагревать первый компонент жидкого топлива посредством переноса тепла от второго компонента жидкого топлива. В частности, когда второй компонент жидкого топлива имеет точку кипения, которая значительно выше, чем имеет первый компонент жидкого топлива (например, когда первый компонент жидкого топлива есть жидкий водород, а второй компонент жидкого топлива есть жидкий кислород), это позволяет не только обеспечить, чтобы первый компонент топлива во втором теплообменнике переходил в газовую фазу, но и одновременно охлаждать второй компонент топлива. Это охлаждение второго компонента жидкого топлива позволяет избежать кавитации в насосе после второго бака. Таким образом, настоящее описание относится также к сборке этой цепи подачи топлива и бака для второго компонента жидкого топлива, содержащей упомянутый второй теплообменник.

Наконец, настоящее описание относится также к способу охлаждения источника тепла, в котором цепь охлаждения упомянутого источника тепла переносит тепло, выделяемое источником тепла, в первый компонент жидкого топлива ракетного двигателя посредством первого теплообменника подающей цепи для запитки упомянутого ракетного двигателя по меньшей мере упомянутым первым компонентом жидкого топлива. После того как это тепло поглощено в первом теплообменнике, часть тока первого компонента жидкого топлива может быть отведена через второй теплообменник, в котором он поглощает тепло из второго компонента жидкого топлива, с тем чтобы достичь газообразного состояния, прежде чем будет инжектирован в бак. Как указано выше, этот первый теплообменник расположен в буферном баке подающей цепи для подачи первого компонента топлива, а источник тепла может быть топливной батареей.

Краткое описание чертежей

Изобретение может быть понятно лучше, а преимущества покажутся более значительными по прочтении нижеследующего подробного описания вариантов исполнения, приведенных в виде неограничивающих примеров. Это описание дается со ссылками на сопроводительные чертежи, в которых

фиг. 1 представляет собой схематичный вид летательного средства в первом варианте исполнения изобретения и

фиг. 2 представляет собой схематичный вид летательного средства во втором варианте исполнения изобретения.

Подробное описание изобретения

Фиг. 1 представляет собой схему, показывающую летательный аппарат 1, который может быть, например, ступенью космического носителя. Для своего движения этот летательный аппарат 1 имеет ракетный двигатель 2 на жидком топливе с первым баком 3 для первого компонента топлива, со вторым баком 4 для второго компонента топлива, смесительную камеру 5 сгорания для сжигания смеси двух компонентов топлива и для ускорения газа, который образуется в результате сгорания этой смеси, первую цепь 6 подачи топлива, подсоединенную к первому баку 3 и к первой камере 5 для того, чтобы подавать первый компонента топлива от первого бака 3 и к камере 5 сгорания, и вторую цепь 7 подачи топлива, подсоединенную ко второму баку 4 и к камере 5 сгорания для того, чтобы подавать второй компонент топлива от второго бака 4 к камере 5 сгорания. Первый и второй компоненты топлива могут быть криогенными ракетными топливами, такими как жидкий водород и жидкий кислород. Каждая из цепей 6 и 7 подачи топлива содержит насос 8, 9, чтобы вынуждать соответствующее топливо протекать через каждую из цепей 6 и 7 подачи топлива, и выпускные клапаны 10, 11 для того, чтобы открывать и закрывать ток компонентов топлива в камеру 5 сгорания. В качестве примера, эти насосы могут быть электрическими насосами или же они могут быть турбонасосами.

В дополнение, для подачи электрической мощности к бортовому оборудованию летательный аппарат 1 имеет также бортовую топливную батарею 16, выполненную с возможностью выработки электричества в результате химической реакции между двумя компонентами топлива, каковая топливная батарея подсоединена к подающим цепям 12, 13 для того, чтобы запитываться этими компонентами топлива. Каждая из этих цепей 12, 13 включает в себя микронасос 14, 15 для управления скоростью тока топлива, подаваемого в топливную батарею 16. Тем не менее, из-за внутреннего давления в баках 3, 4 микронасосы 14, 15, возможно, могли бы быть заменены на клапаны тока переменной скорости, при этом внутреннего давления в баках 3, 4 было бы достаточно для того, чтобы вызвать протекание компонентов топлива в направлении топливной батареи 16.

Топливная батарея 16 также обеспечена цепью 17 охлаждения, содержащей охлаждающую текучую субстанцию, например, такую как гелий, и подсоединенной к теплообменнику 18, встроенному в буферный бак 20 цепи 6 подачи топлива для первого компонента топлива. В показанном летательном аппарате 1 ток этой охлаждающей текучей субстанции в цепи 17 охлаждения может создаваться и регулироваться посредством устройства 19 принудительного тока переменной скорости, каковое устройство в показанном варианте исполнения выполнено в виде турбины. Тем не менее, могут быть придуманы другие в альтернативные варианты как для создания тока охлаждающей текучей субстанции, так и для его регулирования. Так, охлаждающую текучую субстанцию можно было бы прогонять термосифоном, а скорость ее тока могла бы регулироваться по меньшей мере одним клапаном тока переменной скорости.

За буферным баком 20 цепь 6 подачи топлива включает в себя также ответвление 21, возвращающееся к верхней части первого бака 3 через клапан 22 тока переменной скорости и во второй теплообменник 23, который встроен в основание второго бака 4 вблизи с его присоединением ко второй цепи 7 подачи топлива. За насосом 9 вторая цепь 7 подачи топлива тоже имеет возвратное ответвление 40, возвращающееся к верхней части второго бака 4 и проходящее через другой теплообменник 41, расположенный вокруг камеры 5 сгорания, так, чтобы тем самым нагреваться посредством излучения или теплопроводности. До теплообменника 41 это ответвление 40 тоже включает в себя клапан 42, который может быть клапаном тока переменной скорости, тем самым обеспечивая возможность более точного регулирования скорости тока через ответвление 40.

Во время работы после того, как клапаны 10 и 11 открылись, насосы 8, 9 прогоняют топливо через цепи 6, 7 подачи топлива, чтобы подавать его в камеру 5 сгорания. Тепло, выделенное топливной батареей 16, которая запитана одновременно компонентами топлива через подающие цепи 12, 13, чтобы генерировать электричество, отводится через цепь 17 охлаждения и теплообменник 18 в первый компонент топлива, протекающий через цепи 6 подачи топлива. В частности, в описанном варианте исполнения очень низкая температура этого первого компонента топлива, если он является криогенной жидкостью, обеспечивает возможность чрезвычайно эффективного отвода этого тепла.

Из-за наличия буферного бака 20 можно отводить в первый компонент топлива большее количество тепла, отдаваемое топливной батареей 16, и это продолжает действовать даже тогда, когда клапаны 10, 11 закрыты, а насосы 8, 9 выключены. Таким образом, объем Vt жидкого водорода в 30 литров (л) в буферном баке 20 может в течение часа поглотить такое количество тепла, которое соответствует тепловой энергии Рс в 100 ватт (Вт) при увеличении температуры ΔT жидкого водорода всего на 17 кельвинов (К).

После того как первый компонент топлива посредством теплообменника 18 нагрет, часть его тока, идущего из первого бака 3 через первую цепь 6 подачи топлива, отводится через ответвление 21 во второй теплообменник 23, в котором он поглощает дополнительное количество тепловой энергии из высокотемпературного второго компонента топлива, тем самым переходя в газообразное состояние, прежде чем будет инжектирован в верхнюю часть первого бака 3 для того, чтобы поддерживать его внутреннее давление по мере его опустошения. Если первый компонент топлива является жидким водородом, а второй компонент топлива является жидким кислородом, то температурная разность между из соответствующими точками кипения при атмосферной температуре составляет около 70 К, что, таким образом, делает возможным перенос более чем адекватного количества тепла на испарение жидкого водорода, прежде чем их температуры сравняются, и это имеет место даже тогда, когда жидкий водород течет с высокой скоростью по отношению к объему жидкого кислорода, содержащегося во втором баке. Одновременно это поглощение тепла вторым компонентом топлива во втором теплообменнике 23 охлаждает второй компонент топлива, тем самым обуславливая снижение давление насыщения подаваемого в насос 9 второго компонента топлива, с тем чтобы уменьшить явление кавитации в насосе. Кроме того, это делает возможным, чтобы давление и температура второго компонента топлива флуктуировали во втором баке 4 в более широких пределах.

В то же время для того, чтобы поддерживать давление во втором баке 4, часть тока второго компонента топлива, извлеченная из второго бака 4 через вторую цепь 7, отбирается через ответвление 40 и нагревается в теплообменнике 41 или тепловым излучением от камеры 5 сгорания, или теплопроводностью, так что он переходит в газообразное состояние, прежде чем будет инжектирован во второй бак 4, для того чтобы поддерживать в нем внутреннее давление. Этот отбор тока управляется клапаном 42.

Тем не менее, в качестве альтернативы насосам 8 и 9 первого варианта исполнения ток компонентов топлива в камеру сгорания может быть обеспечен также и другими способами, например, таким как наддув баков. Таким образом, во втором варианте исполнения, как показано на фиг. 2, эти насосы заменены баком 24 с находящимся под давлением газом, например гелием, соединенным с топливными баками 3 и 4 через соответствующие клапаны 26 и 27. Таким образом, во время работы давление гелия из находящегося под давлением газа бака 24 толкает компоненты топлива по их соответствующим цепям 6, 7 подачи топлива в направлении камеры 5 сгорания. Повышение давления компонентов топлива в баках 3 и 4, кроме того, позволяет обойтись без микронасосов для подачи компонентов топлива в топливную батарею 16, причем эта подача в данном варианте исполнения регулируется посредством клапанов 28, 29 тока переменной скорости в цепях 12, 13.

Наконец, для того чтобы обеспечить вторичную инжекцию компонента топлива, которое было отведено через ответвление 21, в газовой фазе в верхнюю часть первого бака 3, это ответвление 21 включает в себя устройство 30 принудительного тока, выполненное, в частности, в виде турбины или насоса. Другие элементы этого летательного аппарата 1, по существу, эквивалентны элементам первого варианта исполнения, и они изображены под теми же самыми ссылочными позициями.

Хотя настоящее изобретение описано выше со ссылками на конкретные варианты исполнения, ясно, что в эти варианты исполнения могут быть внесены различные модификации и изменения, не выходя за рамки общей идеи изобретения, как это определено пунктами формулы изобретения. Кроме того, индивидуальные характеристики различных описанных вариантов исполнения могут быть скомбинированы с получением дополнительных вариантов исполнения. Таким образом, как пример, в варианте второго варианта исполнения летательный аппарат может иметь также ответвление для инжекции второго компонента топлива в газовой фазе во второй бак, как и в первом варианте исполнения, включая устройство для принудительного тока второго компонента топлива в газовой фазе. Следовательно, данное описание и чертежи следует рассматривать скорее как иллюстративные, чем ограничивающие.

1. Подающая цепь (6) для запитки ракетного двигателя (2) по меньшей мере первым компонентом жидкого топлива, отличающаяся тем, что она включает в себя по меньшей мере один первый теплообменник (18), пригодный для подсоединения к цепи (17) охлаждения для охлаждения по меньшей мере одного источника тепла, и дополнительно за упомянутым первым теплообменником (18) - ответвление (21), проходящее через второй теплообменник (23).

2. Подающая цепь (6) по п. 1, содержащая буферный бак (20) для упомянутого первого компонента жидкого топлива, причем упомянутый первый теплообменник (18) является встроенным в буферный бак (20).

3. Подающая цепь (6) по п. 1, в которой упомянутый первый компонент жидкого топлива представляет собой криогенную жидкость.

4. Подающая цепь (6) по п. 3, в которой упомянутый первый компонент жидкого топлива представляет собой жидкий водород.

5. Подающая цепь (6) п. 1, включающая в себя насос (8) перед упомянутым первым теплообменником (18).

6. Сборка, содержащая подающую цепь (6) по п. 1 и бак (3) для упомянутого первого компонента жидкого топлива, причем упомянутый бак (3) соединен с упомянутой подающей цепью (6) до упомянутого первого теплообменника (18) и, кроме того, с упомянутым ответвлением (21) после упомянутого второго теплообменника (23).

7. Сборка, содержащая подающую цепь (6) по п. 1 и бак (4) для второго компонента жидкого топлива, причем упомянутый второй теплообменник (23) является встроенным в бак (4).

8. Сборка, содержащая подающую цепь (6) по п. 1 и источник тепла, оснащенный цепью (17) охлаждения, соединенной с упомянутым первым теплообменником (18) подающей цепи (6).

9. Сборка по п. 8, в которой упомянутый источник тепла представляет собой топливную батарею (16).

10. Летательный аппарат (1), содержащий ракетный двигатель (2) с по меньшей мере одной подающей цепью (6) по п. 1 и источник тепла, оснащенный цепью (17) охлаждения, соединенной с упомянутым первым теплообменником (18) подающей цепи (6).



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к ракетным двигателям активно-реактивных снарядов, запускаемых из ствола артиллерийского орудия, и заключается в способе повышения дальности полета активно-реактивного снаряда.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при разработке поворотных управляющих сопел изменяемой геометрии для ракетных двигателей. Поворотное управляющее сопло ракетного двигателя состоит из соединенных узлом качания неподвижной и подвижной частей, с расположенным на срезе раструба подвижной части раскладным сопловым насадком и механизмом его разложения, выполненным в виде нескольких равномерно расположенных вокруг сопла раздвижных телескопических штанг.

Изобретение относится к области проектирования малогабаритных импульсных твердотопливных реактивных двигателей (РДТТ), которые находят широкое применение в качестве средств коррекции траектории полета управляемых ракет, снарядов и космических аппаратов.

Лазерный ракетный двигатель с электростатическим ускорением рабочего тела (ЛРДЭУРТ) относится к области ракетных двигателей для ускорения ракетно-космической техники при помощи лазерного излучения.

Изобретение относится к авиационно-космической области, и, в частности, к области летательных аппаратов, приводимых в движение ракетными двигателями. В частности, изобретение относится к схеме (6) питания для снабжения ракетного двигателя (2) по меньшей мере первым жидким топливом, причем упомянутая схема питания включает в себя по меньшей мере один буферный бак (20) для упомянутого первого жидкого топлива и первый теплообменник (18), который встроен в упомянутый буферный бак (20) и приспособлен для подсоединения к схеме (17) охлаждения для охлаждения по меньшей мере одного источника питания, чтобы охлаждать упомянутый источник тепла посредством передачи тепла первому топливу.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям, работающим на первой и второй ступенях ракетоносителя. Камера жидкостного ракетного двигателя с регулируемым соплом содержит охлаждаемую часть сопла и неохлаждаемый насадок из углерод-углеродного композиционного материала, рулевые агрегаты и раму, согласно изобретению в неохлаждаемом насадке выполнены ниши, в которых расположены несколько секций разъемного земного сопла, имеющих валы вращения, расположенные по касательным в районе стыка неохлаждаемого насадка с охлаждаемой частью сопла, установленные в кронштейны, закрепленные на охлаждаемой части сопла и соединенные рулевыми агрегатами с рамой двигателя.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к способам нанесения теплозащитного покрытия на наружную поверхность корпусных изделий, а именно, корпусов твердотопливных ракетных двигателей, обтекателей и головных частей ракет, в том числе гиперзвуковых летательных аппаратов.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкции двигательных установок (ДУ) космического назначения. ДУ состоит из топливных баков с газовой и топливной горловинами, системы подачи топлива, системы исполнительных органов, включающей, как минимум, отклоняющие двигатели со смесительной головкой и двигатели стабилизации и ориентации.

Изобретение относится к установкам по термической нейтрализации газообразных и жидких экологически опасных веществ, прежде всего паров и промышленных стоков компонентов ракетного топлива, например несимметричного диметилгидразина (гептил), тетраоксида диазота.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в двигательных установках (ДУ) космических объектов (КО). ДУ КО содержит криогенный бак с расходным клапаном и с бустерным турбонасосом, баллон высокого давления с газообразным криогенным компонентом для раскрутки турбины бустерного турбонасоса, маршевый двигатель с турбонасосным агрегатом, гидравлический конденсатор.

Изобретение относится к авиационно-космической области, и, в частности, к области летательных аппаратов, приводимых в движение ракетными двигателями. В частности, изобретение относится к схеме (6) питания для снабжения ракетного двигателя (2) по меньшей мере первым жидким топливом, причем упомянутая схема питания включает в себя по меньшей мере один буферный бак (20) для упомянутого первого жидкого топлива и первый теплообменник (18), который встроен в упомянутый буферный бак (20) и приспособлен для подсоединения к схеме (17) охлаждения для охлаждения по меньшей мере одного источника питания, чтобы охлаждать упомянутый источник тепла посредством передачи тепла первому топливу.

Изобретение относится к авиационно-космической области, и, в частности, к области летательных аппаратов, приводимых в движение ракетными двигателями. В частности, изобретение относится к схеме (6) питания для снабжения ракетного двигателя (2) по меньшей мере первым жидким топливом, причем упомянутая схема питания включает в себя по меньшей мере один буферный бак (20) для упомянутого первого жидкого топлива и первый теплообменник (18), который встроен в упомянутый буферный бак (20) и приспособлен для подсоединения к схеме (17) охлаждения для охлаждения по меньшей мере одного источника питания, чтобы охлаждать упомянутый источник тепла посредством передачи тепла первому топливу.

Изобретение относится к области ракетных двигателей, более конкретно к системе подачи ракетного топлива в ракетный двигатель (2), включающей в себя первый бак (3), второй бак (4), первую систему питания (6), соединенную с первым баком (3), и вторую систему питания (7), соединенную со вторым баком (4).

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.

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 жидкостным ракетным двигателям. Ракетный двигатель в сборе (5), включающий в себя бак (30B) для жидкого кислорода, двигатель (10), имеющий камеру сгорания (12), и «нагреватель» теплообменник (46) для превращения в пар жидкого кислорода.

Изобретение относится к аэрокосмической области, в частности к области летательных аппаратов, приводимых в движение ракетными двигателями, а также к подающей цепи для запитки ракетного двигателя по меньшей мере первым компонентом жидкого топлива, при этом подающая цепь включает в себя по меньшей мере один первый теплообменник, пригодный, чтобы быть присоединенным к цепи охлаждения для охлаждения по меньшей мере одного источника тепла посредством передачи тепла первому компоненту топлива, и дополнительно после упомянутого первого теплообменника - ответвление, проходящее через второй теплообменник. Изобретение обеспечивает регулирование температуры источника тепла с возможностью регулирования скорости тока охлаждающей текучей среды в цепи охлаждения. 5 н. и 5 з.п. ф-лы, 2 ил.

Наверх