Устройство для создания избыточного давления в топливном баке ракетного двигателя

Изобретение относится к наддуву топливных баков ракетного двигателя. Устройство содержит основной нагреватель (58), приспособленный для нагревания компонента ракетного топлива, поступающего из бака (16) перед его возвращением в этот бак. Основной нагреватель (58) использует теплоту сгорания от двигателя, а устройство также содержит дополнительный нагреватель (66), имеющий свой собственный источник теплоты, независимый от работы двигателя, причем дополнительный нагреватель расположен ниже по потоку от основного нагревателя (58) для нагревания компонента топлива между выходом компонента топлива из основного нагревателя и его возвращением в бак. Устройство содержит также средство (62) для поддержания этого компонента топлива под давлением, расположенное между линией подачи компонента топлива в основной нагреватель (58) и патрубком возврата компонента топлива в бак. Изобретение обеспечивает повышление давыления компонентов топлива как на стадии создания реактивной тяги, так и на стадии баллистического движения. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к устройству для создания избыточного давления в топливном баке ракетного двигателя, содержащему замкнутый контур создания избыточного давления, имеющий основной нагреватель, подходящий для нагревания компонента ракетного топлива, поступающего из бака, перед его возвращением в бак.

Обычно ракетный двигатель содержит камеру сгорания, в которой два компонента ракетного топлива смешиваются друг с другом для того, чтобы произошло воспламенение, в результате чего газ, покидающий камеру сгорания, выходит через сопло с созданием реактивной тяги.

Два смешанных в камере сгорания компонента ракетного топлива представляют собой окислитель, например кислород, и топливо, например водород или метан.

Далее обращено внимание на один из компонентов ракетного топлива, в частности окислитель.

Обычно компонент ракетного топлива хранится в баке в жидком состоянии, и необходимо, чтобы бак поддерживался под давлением для того, чтобы поток компонента топлива постоянно поступал в двигатель.

Как известно, для того чтобы создать в баке избыточное давление, в бак подают инертный газ, например гелий или азот. Известно также, что для обеспечения так называемого «автогенного» создания избыточного давления, при котором компонент топлива, отведенный из бака, пропускают через теплообменник для его нагревания и испарения в этом теплообменнике перед возвращением в газообразном состоянии обратно в свой бак так, чтобы образовать в нем подушку из находящегося под давлением газообразного компонента топлива.

Например, теплообменник использует теплоту сгорания топлива, поступающую из ракетного двигателя или из специально предназначенного для этого газогенератора. Если в теплообменнике используется теплота сгорания, поступающая от двигателя, необходимо, чтобы этот теплообменник был выполнен так, чтобы использование этой теплоты можно было оптимизировать. В определенных случаях это требует использования относительно сложных конструкций с большим числом поверхностей теплообмена.

Кроме того, теплоту, необходимую для нагревания и испарения до создания требуемого давления, можно получить только при нахождении двигателя в активной стадии работы.

Несмотря на это, узел создания тяги обычно выполняют с возможностью работы на стадиях «реактивного движения», полета, на которых двигатель развивает тягу, обеспечивающую движение ракеты вперед, и на «баллистических» стадиях, во время которых двигатель не работает, и ракета движется лишь по законам баллистики. Первая часть полета является стадией реактивного движения, на которой для вывода ракеты на орбиту необходима большая величина тяги. После этого для осуществления маневров на орбите и для возвращения на землю стадии реактивного движения чередуются со стадиями баллистического движения и низкими уровнями тяги, приложенной в течение относительно кратковременных периодов. При этом важно, чтобы двигатель мог быстро запускаться повторно, причем при благоприятных условиях в конце стадии баллистического движения. Это, в частности, означает, что даже на стадии баллистического движения, когда двигатель не работает, в баке для жидкого компонента топлива должна быть обеспечена достаточная величина давления, позволяющего без промедления получить расход, необходимый для повторного запуска двигателя.

Несмотря на это, в действительности устройства для создания избыточного давления, которые используют только теплоту сгорания топлива, получаемую от двигателя, не могут обеспечить создание избыточного давления во время стадий баллистического движения.

Кроме того, и как отмечено выше, процесс горения обеспечивается посредством смешивания двух компонентов топлива в камере сгорания. Если необходимо нагревание этих компонентов топлива с повышением давления, используя только теплоту сгорания топлива от двигателя, с помощью теплообменников, взаимодействующих с камерой сгорания, то в этом случае необходимо, чтобы теплообменники, работающие с каждым из двух компонентов топлива соответственно, имели сложную конструкцию, позволяющую оптимизировать отвод теплоты. Помимо этого, они могут взаимодействовать так, что становится затруднительным получить требуемые температуру и давление.

Для нагнетания компонента топлива можно также использовать специально предназначенный для этого газогенератор, в который подают каждый из двух компонентов топлива для реализации горения, при котором выделяется теплота, необходимая для нагревания и повышения давления. Для этого необходимо, чтобы каждый из двух компонентов топлива отводился из соответствующих баков и размеры газогенератора обеспечивали требуемые температуру и давление.

Задачей изобретения является обеспечение устройства для создания избыточного давления в топливном баке, которое, по существу, не имеет отмеченных выше недостатков. В частности, задача изобретения заключается в создании устройства, в котором используются элементы, простые и имеющие небольшие вес и стоимость, что позволяет повышать давление компонента топлива как на стадии создания реактивной тяги, так и на стадии баллистического движения.

Эта задача решается посредством того, что основной нагреватель использует теплоту сгорания топлива, получаемую от двигателя, а устройство, кроме того, содержит дополнительный (вспомогательный) нагреватель, имеющий свой источник теплоты, независимый от работы двигателя, при этом дополнительный нагреватель расположен ниже по потоку от основного нагревателя для нагревания компонента топлива между выходом из основного нагревателя и возвращением в указанный бак, причем контур создания избыточного давления устройства содержит средство для поддержания указанного компонента топлива под давлением.

Основной нагреватель используется на стадиях реактивного движения. Он может иметь простую конструкцию и, в частности, может иметь небольшой вес, поскольку такие характеристики основного нагревателя являются достаточными для того, чтобы он нагревал компонент топлива и испарял его, при отсутствии какого-либо требования достижения жестких заданных температурных условий. Дополнительный нагреватель расположен последовательно с основным нагревателем и, таким образом, продолжает нагревание до достижения требуемой температуры. Дополнительный нагреватель может быть выполнен так, чтобы иметь простую конструкцию и подходящий вес, поскольку он лишь продолжает процесс нагревания и создания избыточного давления, инициированный основным нагревателем. Средства создания избыточного давления расположены в контуре, предназначенном для повышения давления компонента топлива, который проходит от точки отбора компонента топлива из основного бака до его возвращения в этот бак с прохождением через основной нагреватель.

Следует отметить, что на стадии баллистического движения приводится в действие только дополнительный нагреватель. Как отмечено выше, на стадии баллистического движения важно поддерживать давление в баке с компонентом топлива. При этом в течение этой стадии двигатель является неактивным, поскольку компонент топлива не потребляется. Таким образом, создание избыточного давления заключается в поддерживании уровня давления, вместо компенсации выходящего потока компонента топлива за счет существенного притока газа, как это имеет место во время стадии реактивного движения. Соответственно, дополнительный нагреватель имеет простую конструкцию и небольшой вес, и способен обеспечить величину избыточного давления, которая необходима для поддерживания давления во время стадии баллистического движения.

Согласно одному варианту дополнительный нагреватель представляет собой электрический нагреватель.

Дополнительный нагреватель может содержать один или большее число змеевиков, контактирующих с резисторами. Указанные змеевики транспортируют поток компонента топлива, подлежащего нагреванию. Нагреватель может также содержать оболочку, в которую заключен резистор, для того чтобы резистор в оболочке мог быть погружен в компонент топлива. Конструкция электрического нагревателя, независимо от выбранного варианта, является, в общем, простой и недорогой.

Согласно одному варианту выход из дополнительного нагревателя выполнен с возможностью соединения с нагнетательным трубопроводом.

Например, такое соединение осуществляется посредством запорного клапана, который может быть закрыт, чтобы обеспечить только возвращение газа, выходящего из нагревателя в бак, или он может быть открытым для подачи газа в направлении нагнетательного трубопровода. Выпускаемый газ может обеспечить импульс тяги, в дополнение к тяге, обеспечиваемой двигателем, если это будет целесообразно.

Предпочтительно средство создания повышения давления текучей среды на линии между подачей компонента топлива к основному нагревателю и возвратом компонента топлива в бак, представляет собой насос с приводом от двигателя, который предпочтительно расположен выше по потоку от основного нагревателя.

Изобретение также относится к узлу для создания тяги, включающему в себя устройство вышеуказанного типа для создания избыточного давления в первом баке с первым компонентом топлива, ракетный двигатель, питаемый указанным первым компонентом топлива и вторым компонентом топлива, поступающим из второго бака, и регенеративный контур для указанного второго компонента топлива, при этом указанный контур содержит регенеративный теплообменник, который работает совместно с двигателем для нагревания второго компонента топлива перед его возвращением во второй бак, причем основной нагреватель взаимодействует с выходным трубопроводом регенеративного теплообменника.

В результате основной нагреватель эффективно использует регенеративный контур, предназначенный, главным образом, для нагревания второго компонента топлива, для предварительного нагревания и испарения первого компонента топлива, при этом указанные предварительный нагрев и испарение завершаются при дополнительном увеличении температуры, достигаемом посредством дополнительного нагревателя.

При необходимости создания избыточного давления во втором баке во время стадии баллистического движения можно использовать дополнительный контур для повышения давления второго компонента топлива без использования теплоты сгорания от двигателя. В качестве примера, этому может способствовать небольшой специальный газогенератор или нагреватель, аналогичный вышеупомянутому дополнительному нагревателю, который взаимодействует со вторым компонентом, отбираемым из своего бака.

Согласно одному варианту основной нагреватель представляет собой по меньшей мере одну трубу, погруженную в выходной трубопровод.

Такая чрезвычайно простая конструкция обеспечивает теплоту, необходимую для нагревания и создания начального избыточного давления для извлечения компонента топлива.

Изобретение и его преимущества будут более понятны из последующего подробного описания со ссылками на чертеж, на котором представлен узел создания тяги с использованием устройства для создания избыточного давления согласно изобретению.

Узел создания тяги, показанный на фигуре, включает в себя ракетный двигатель 10, содержащий камеру сгорания 12 и сопло 14, имеющее расширяющуюся часть. В камеру сгорания из первого бака 16 подают первый компонент топлива, в частности окислитель, такой как кислород, а из второго бака 18 подают второй компонент топлива, в частности восстановитель, такой как водород или метан. Восстановитель действует как топливо, в то время как окислитель действует в качестве окислителя для процесса горения топлива.

Линия подачи компонента топлива из первого бака 16 содержит первый основной питающий трубопровод 22, направляющий указанный компонент в первый турбонасос 24, и первый нагнетательный трубопровод 26, присоединенный к выходу первого турбонасоса 24. Первый нагнетательный трубопровод 26 подает компонент топлива в камеру сгорания через запорный клапан 26А. В трубопроводе 22 установлен также разрешающий клапан 22А.

Линия подачи второго компонента топлива содержит второй основной трубопровод 30, снабженный разрешающим клапаном 30А и направляющий указанный компонент во второй турбонасос 32, а также второй нагнетательный трубопровод 34, присоединенный к выходу второго турбонасоса.

Следует отметить, что ракетный двигатель 10 является двигателем расширительного типа, т.е. двигателем, в котором второй компонент топлива отбирают и испаряют с получением энергии, необходимой для работы определенных элементов узла ракетного двигателя. Более конкретно, нагнетательный трубопровод 34 направляет поток второго компонента в нагреватель 36, который взаимосвязан со стенкой второй камеры сгорания 12 и действует на стадии реактивного движения для нагревания второго компонента топлива, протекающего через нагреватель, за счет чего он испаряется. На выходе из нагревателя 36 второй компонент топлива отводится в трубопровод 38 и направляется в турбинную часть 32А турбонасоса 32 для приведения в действие турбины, чтобы активировать его насосную часть 32В, которая в данном примере является двухступенчатой. На выходе из турбинной части 32А второй компонент топлива отводится посредством входного трубопровода 40 контура на вход турбинной части 24А первого турбонасоса 24, чтобы активировать насосную часть 24В первого турбонасоса. На выходе из турбинной части 24А второй компонент топлива отводится на вход камеры сгорания посредством нагнетательного трубопровода 42. В нагнетательном трубопроводе 42 установлен запорный клапан 44, причем трубопровод соединен со вторым баком 18 через систему 47, содержащую нагнетатель и расширительный клапан. Испаренный второй компонент топлива затем возвращается в бак 18 для образования газовой подушки, созданной за счет давления, которое можно регулировать системой 47.

Таким образом, узел создания тяги содержит контур для регенеративного теплообмена, который использует теплоту сгорания от двигателя 10 для испарения второго компонента топлива. Указанный контур для регенеративного теплообмена содержит нагреватель 36 и трубопроводы 38, 40, 42 и 46.

Между трубопроводами 38 и 42 проходит обводной трубопровод 48 для обхода входов турбин, снабженный байпасным клапаном 48А. Другой обводной трубопровод 50 с байпасным клапаном 50А проходит между выходом из турбинной части турбонасоса 32 и нагнетательным трубопроводом 42 и предназначен для обхода турбинной части 24А турбонасоса 24. Эти обводные трубопроводы и байпасные клапаны направляют поток компонентов топлива в камеру сгорания, воспринимая часть потока, проходящего через турбины 24А и 32А так, чтобы изменялась степень повышения давления и расход компонентов, подаваемых с помощью насосов 24В и 32В.

Первый компонент топлива подают непосредственно по нагнетательному трубопроводу, который питается от турбонасоса 24.

Устройство для повышения давления первого компонента топлива содержит основной нагреватель 58, который использует теплоту сгорания от двигателя 10.

При этом указанный основной нагреватель 58 взаимодействует с выходным трубопроводом 38, проходящим от нагревателя 36 и между этим нагревателем 36 и входом в турбинную часть 32А турбонасоса 32. В основной нагреватель первый компонент топлива поступает по питающему трубопроводу 60, соединенному с первым баком 16 через насос 62 с приводом от двигателя или тому подобное средство. В питающем трубопроводе 60 установлен разрешающий клапан 60А. Вместо соединения непосредственно с баком 16, как в показанном примере, насос 62 с приводом от двигателя может быть соединен в виде ответвления от участка трубопровода 22, проходящего между баком и клапаном 22А.

Выход из основного нагревателя 58 соединен с дополнительным нагревателем 66 через соединительный трубопровод 68. Другими словами, дополнительный нагреватель 66 соединен с основным нагревателем 58 последовательно. При этом дополнительный нагреватель содержит корпус, внутри которого протекает первый компонент топлива, выходящий из трубопровода 68, и в котором размещен электронагреватель 70, питаемый электрической энергией от источника электрической энергии (не показан). Таким образом, в основном нагревателе первый компонент топлива подвергается предварительному нагреванию с целью его испарения, при этом предварительное нагревание заканчивается дополнительным нагреванием в дополнительном нагревателе.

Выход дополнительного нагревателя 66 соединен с баком 16 патрубком 74 возврата посредством трубопровода 72 возврата, в результате чего испаренный первый компонент топлива образует в первом баке 16 газовую подушку.

Например, основной нагреватель повышает температуру первого компонента топлива приблизительно до 110 К, чтобы испарить его при давлении приблизительно 5 бар, созданном турбонасосом 62. Дополнительный нагреватель служит для достижения температуры в интервале приблизительно от 180 К до 210 К, что позволяет получить давление, необходимое в газовой подушке 16. На удаленном от бака 16 конце возвратного трубопровода 72 видно, что он действует совместно с нагнетательным трубопроводом 76 посредством запорного клапана 78. Указанный запорный клапан 78 может быть открыт, в результате чего газообразный кислород, выходящий через инжекционные сопла 76А выпускного трубопровода 76, содействует созданию тяги от двигателя всякий раз, когда это является необходимым, например, на стадии баллистического движения, когда необходимы очень низкие уровни тяги, в частности, непосредственно перед повторным запуском двигателя.

В показанном примере насос 62 с приводом от двигателя размещен выше по потоку от основного нагревателя, который имеет подходящую конструкцию для получения требуемого давления газовой подушки из компонента топлива в верхней части бака 16, используя насос с приводом от двигателя с небольшой производительностью и мощностью. При этом насос с приводом от двигателя можно использовать для повышения давления компонента топлива в некоторой другой части контура, между линией подачи в основной нагреватель 58 и патрубком 74 возврата компонента в бак.

Как отмечено выше, регенеративный контур выполняет нагревание второго компонента топлива во время стадии реактивного движения двигателя, и, кроме того, для предварительного нагревания компонента топлива с помощью основного нагревателя 58, при этом указанное предварительное нагревание завершается нагреванием в дополнительном нагревателе 66. На стадии баллистического движения активным является только дополнительный нагреватель 66 и он служит для повышения температуры первого компонента топлива до требуемой температуры для поддерживания давления в баке 16.

Для создания избыточного давления в баке 18 на стадии баллистического движения, узел создания тяги может содержать дополнительный контур, который не использует теплоту сгорания от двигателя 10. Пример такого дополнительного контура показан пунктирными линиями, и он работает, отбирая второй компонент топлива из бака 18, нагревая второй компонент топлива и вновь нагнетая его в газообразном состоянии в бак 18. В показанном примере этот контур содержит подводящий трубопровод 80, питаемый насосом 82 с приводом от двигателя или подобным средством для обеспечения требуемого давления и расхода, и снабженный запорным клапаном 80А. Этот трубопровод снабжен также нагревателем 84, например, такого же типа, как и описанный дополнительный нагреватель 66. Выходящий из этого нагревателя горячий и испаренный компонент топлива возвращается в бак посредством трубопровода 46 возврата, с которым соединен выходной трубопровод 86, проходящий от нагревателя 84.

1. Устройство для создания избыточного давления в топливном баке ракетного двигателя, содержащее замкнутый контур создания избыточного давления, имеющий основной нагреватель, приспособленный для нагревания компонента ракетного топлива, поступающего из бака перед его возвращением в этот бак, причем основной нагреватель использует теплоту сгорания от двигателя, а устройство также содержит дополнительный нагреватель, имеющий свой собственный источник теплоты, независимый от работы двигателя, причем дополнительный нагреватель расположен ниже по потоку от основного нагревателя для нагревания компонента топлива между выходом компонента топлива из основного нагревателя и его возвращением в бак, указанный компонент топлива поддерживается под давлением в контуре создания избыточного давления.

2. Устройство по п. 1, в котором дополнительный нагреватель представляет собой электрический нагреватель.

3. Устройство по п. 1, в котором выход дополнительного нагревателя выполнен с возможностью соединения с нагнетательным трубопроводом.

4. Устройство по п. 1, включающее в себя насос с приводом от двигателя, расположенный выше по потоку от основного нагревателя.

5. Узел для создания тяги, включающий в себя устройство по п. 1 для создания избыточного давления в первом баке с первым компонентом топлива, ракетный двигатель, питаемый указанным первым компонентом топлива и вторым компонентом топлива, поступающим из второго бака, и регенеративный контур для указанного второго компонента топлива, при этом указанный контур содержит регенеративный теплообменник, который работает совместно с двигателем для нагревания второго компонента топлива перед его возвращением во второй бак, причем основной нагреватель взаимодействует с выходным трубопроводом регенеративного теплообменника.

6. Узел по п. 5, в котором основной нагреватель содержит по меньшей мере одну трубу, погруженную в выходной трубопровод.

7. Узел по п. 5, включающий в себя дополнительный контур для создания избыточного давления во втором баке без использования теплоты сгорания топлива от двигателя.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к космической технике, а точнее к блоку подачи рабочего тела (РТ), например ксенона, в реактивный двигатель космического аппарата (КА). Блок подачи рабочего тела в реактивный двигатель космического аппарата, содержащий баллон высокого давления, заполненный РТ, например ксеноном, и имеющий выходную магистраль высокого давления с заправочной горловиной и подключенной к двум параллельным понижающим давление магистралям, выходы которых подключены к реактивному двигателю через ресивер, выполненный с наружной теплоизоляцией, как и выходная магистраль высокого давления, выполненный с электрообогревателем, управляемым блоком управления по температурному датчику, и каждая из которых содержит последовательно включенные пускоотсечной клапан, функционально связанный с блоком управления и редуктор давления, наружную изоляцию выходной магистрали высокого давления и ресивера.

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 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 жидкостным ракетным двигателям, в частности, к устройству для создания избыточного давления в первом резервуаре (2), содержащему по меньшей мере второй резервуар (3), выполненный с возможностью содержать в себе криогенную текучую среду, первый контур (13) создания избыточного давления для обеспечения сообщения между вторым резервуаром (3) и первым резервуаром (2), причем первый контур (13) создания избыточного давления содержит по меньшей мере первый теплообменник (15) для нагрева потока криогенной текучей среды, отводимого от второго резервуара (3) через первый контур (13) создания избыточного давления, и второй контур (14) создания избыточного давления с компрессором (31b), ответвляющийся от первого контура (13) создания избыточного давления и сообщающийся со вторым резервуаром (3).

Изобретение относится к области двигательных установок на криогенном топливе, и в частности к криогенной двигательной установке (1), содержащей по меньшей мере один маршевый двигатель (6) многократного запуска, первый криогенный бак (2), соединенный с маршевым двигателем (6) для его питания первым компонентом топлива, первый газовый бак (4), по меньшей мере один осаждающий топливо двигатель (7, 8) и первый питающий контур (16) для питания первого газового бака (4).

Изобретение относится к области ракетно-космической техники. Система подачи топлива двигательной установки космического аппарата, содержащая блок управления, топливные баки с деформируемыми металлическими перегородками, разделяющими их на жидкостные и газовые полости, пневмомагистраль с электропневмоклапанами, сообщающую баллон высокого давления с газовыми полостями топливных баков, топливные магистрали горючего и окислителя с электрожидкостными клапанами и сигнализаторы давления, при этом она включает дополнительный баллон высокого давления, соединенный с пневмомагистралью автономным трубопроводом, содержащим пару параллельно установленных пироклапанов, при этом пневмомагистраль дополнительно снабжена другой парой параллельно установленных пироклапанов между баллоном высокого давления и автономным трубопроводом, после которого параллельно установлены две пары последовательно соединенных электропневмоклапанов, а сигнализаторы давления размещены в одной из топливных магистралей перед электрожидкостным клапаном.

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения. Способ наддува топливных баков жидкостной ракетной двигательной установки, содержащей смеситель, основанный на уменьшении температуры поступающего в смеситель дозированного количества генераторного газа перед подачей на наддув, согласно изобретению, в смеситель подают дозированное количество газа с более низкой температурой и высоким значением газовой постоянной, например гелий.

Изобретение относится к пневмогидравлической системе подачи компонентов топлива реактивной двигательной установки космического аппарата. Топливный бак содержит герметичный корпус, выполненный из двух полусфер с входным и выходным штуцерами и элементами внешнего крепления.

Изобретение относится к ракетной и космической технике, более конкретно к топливному баку летательного аппарата. Топливный бак содержит корпус, состоящий из осесимметричного фланца с двумя днищами в виде оболочек вращения, штуцеров подачи газа наддува и отбора топлива, и две жесткие, выполненные в виде оболочек вращения диафрагмы, контактирующие посредством отбортовки торцевого сечения с фланцем бака.

Изобретение относится к двигателестроению, а точнее к импульсному детонационному ракетному двигателю. .

Изобретение относится к устройствам и системам газобаллонной подачи рабочего тела в ракетные двигатели (РД) космических аппаратов (КА). Устройство подачи рабочего тела, содержащее емкость с двумя полусферами радиусом r, а также штуцер, вытеснитель, выполненный в виде корпуса в форме полого цилиндра из композитного материала с внутренним диаметром, равным внутреннему диаметру полусфер, и круговыми пазами на торцевых поверхностях, колец поджатия, выполненных за одно целое с полусферами из композитного материала, расположенных в торцовых плоскостях полусфер при совпадении внутренних диаметров указанных колец с внутренними диаметрами полусфер, элементов вытеснения в виде сплошных круговых пластин из сплава с эффектом памяти формы, прилегающих к внутренним поверхностям полусфер, а также закрытых в пазах корпуса вытеснителя кольцами поджатия, при этом расстояние от торцевой поверхности элемента вытеснения до торцевой части паза корпуса равно πr/2+Δr, где Δr - поправка на линейное расширение элемента вытеснения при нагреве сплава с эффектом памяти формы, а штуцер установлен на боковой цилиндрической поверхности корпуса вытеснителя, каждый элемент вытеснения снабжен элементами подвода нагрева, при этом полусферы, а также корпус вытеснителя с кольцами поджатия размещены в силовом кожухе.

Изобретение относится к космической технике, а точнее к блоку подачи рабочего тела (РТ), например ксенона, в реактивный двигатель космического аппарата (КА). Блок подачи рабочего тела в реактивный двигатель космического аппарата, содержащий баллон высокого давления, заполненный РТ, например ксеноном, и имеющий выходную магистраль высокого давления с заправочной горловиной и подключенной к двум параллельным понижающим давление магистралям, выходы которых подключены к реактивному двигателю через ресивер, выполненный с наружной теплоизоляцией, как и выходная магистраль высокого давления, выполненный с электрообогревателем, управляемым блоком управления по температурному датчику, и каждая из которых содержит последовательно включенные пускоотсечной клапан, функционально связанный с блоком управления и редуктор давления, наружную изоляцию выходной магистрали высокого давления и ресивера.

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 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 области ракетного двигателестроения и может быть использовано в турбонасосных агрегатах (ТНА) жидкостных ракетных двигателей с продолжительным временем работы при использовании любых компонентов топлива, как высококипящих, так и низкокипящих.

Изобретение относится к космической технике, а именно к аммиачным корректирующим двигательным установкам с электротермическими микродвигателями, устанавливаемым на меневрирующих малых космических аппаратах.

Изобретение относится к области машиностроения, а именно к области организации схем подачи топлива к устройствам для сжигания и устройствам для получения продуктов сгорания высокого давления или высокой скорости.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД). Жидкостный ракетный двигатель содержит камеру, газогенератор, насосы, трубопроводы подачи топлива, пусковые клапаны, трубопроводы подачи управляющего газа, электропневмоклапан, при этом в трубопроводы подачи управляющего газа установлены клапаны-тройники с штуцерами входа управляющего газа, входа управляющего рабочего тела, выхода управляющего газа и рабочего тела, при этом между патрубками входа управляющего рабочего тела клапанов-тройников и трубопроводами подачи топлива после насосов установлены трубопроводы управляющего рабочего тела.

Изобретение относится к ракетной технике и, в частности, к устройствам, воспринимающим тягу жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) и позволяющим обеспечить проток компонентов топлива из баков ракеты в магистрали двигателя и качание двигателя.

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 относится к наддуву топливных баков ракетного двигателя. Устройство содержит основной нагреватель, приспособленный для нагревания компонента ракетного топлива, поступающего из бака перед его возвращением в этот бак. Основной нагреватель использует теплоту сгорания от двигателя, а устройство также содержит дополнительный нагреватель, имеющий свой собственный источник теплоты, независимый от работы двигателя, причем дополнительный нагреватель расположен ниже по потоку от основного нагревателя для нагревания компонента топлива между выходом компонента топлива из основного нагревателя и его возвращением в бак. Устройство содержит также средство для поддержания этого компонента топлива под давлением, расположенное между линией подачи компонента топлива в основной нагреватель и патрубком возврата компонента топлива в бак. Изобретение обеспечивает повышление давыления компонентов топлива как на стадии создания реактивной тяги, так и на стадии баллистического движения. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 1 ил.

Наверх