Ракетные двигательные установки, т.е. установки, для работы которых используется горючее и окислитель, управление этими установками: ..подача топлива – F02K 9/44

Изобретение относится к летательным аппаратам, а именно к летательным пусковым установкам (ЛПУ). ЛПУ содержит связку баков, крепежные средства, крыло, двигатель, полезную нагрузку. Связка баков содержит две пары одинаковых по объему цилиндрических баков с ракетным топливом одинаковой плотности и одинаковым объемным расходом. Четыре бака прикреплены друг к другу усиливающими поясами, образующими части баков, с неизменным центром тяжести при истечении ракетного топлива. Крепежные средства прикреплены к двум бакам с возможностью крепления к ним крыла. Связка баков размещена в верхней ступени с квадратным сечением и закругленными углами. Изобретение позволяет уменьшить длину пусковой установки. 3 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к наземным средствам заправки бортовых баллонов ракетоносителей газообразным гелием. Способ заправки гелием бортовых баллонов ракетоносителей, заключающийся в охлаждении газообразного гелия в криостате до температуры вымораживания вредных примесей, фильтрации вымороженных частиц, последующем нагреве до промежуточного давления с последующим дренировании для очистки внутренних поверхностей баллонов и конечном заполнении их до рабочего давления, при этом обеспечивается трехкратное заполнение бортовых баллонов до промежуточного давления и заполнение их до рабочего давления производят из разных ресиверов, предварительно заполненных до разных начальных давлений, а дренирование гелия из бортовых баллонов производят в секции третьего дополнительного ресивера путем выравнивания давления в бортовых баллонах и секциях третьего ресивера, из которых после пуска ракетоносителя гелий подают в компрессор для сжатия и последующего заполнения гелиевых ресиверов. Устройство для осуществления способа заправки содержит гелиевые и азотный ресиверы, криостаты, электронагреватели, емкость для жидкого азота, компрессор, запорные вентили, электропневмоклапаны, редукторы и дроссели. Из гелиевых ресиверов поочередно производят кратное заполнение баллонов до промежуточного давления из первого ресивера, затем из другого гелиевого ресивера давление доводят до рабочего параметра. При этом в случае несостоявшегося пуска третьим ресивером производят дренаж гелия из бортовых баллонов. Охлаждение газообразного гелия до требуемой температуры вымораживания вредных примесей производят в криостатах, а последующий нагрев до требуемой температуры в электронагревателях. Регенерацию криостатов при загрязнении их фильтрующих элементов путем подачи газообразного азота из азотного ресивера, нагретого до требуемой температуры в электронагревателе. Изобретение обеспечивает повышение эксплуатационно-технических качеств агрегата и исключение непроизводительных затрат за счет оптимизации технологии заправки и используемых средств заправки при снижении объема используемого количества гелия в процессе заправки и исключения его непроизводительных потерь при дренировании бортовых баллонов. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области жидкостных ракетных двигателей. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания, газогенератор, турбину, насос горючего, насос окислителя, трубопроводы горючего и окислителя, сообщающие выходы из насосов с газогенератором и камерой сгорания, пусковой бачок для вытеснения из него компонента топлива при запуске двигателя, согласно изобретению рабочая полость пускового бачка герметично разделена поршнем или гибкой мембраной на две части, одна из которых сообщена с трубопроводом горючего, а другая - с трубопроводом окислителя. Изобретение обеспечивает упрощение конструкции, повышение надежности и стабильности запуска двигателя. 1 ил.

Изобретение относится к энергетическим установкам, производящим водяной пар высоких параметров, получаемый за счет энергии, выделяемой при сгорании водорода в кислороде. Смесительная головка водородно-кислородного парогенератора со струйными форсунками содержит запальное устройство, корпус и огневое дно, смесительные элементы выполнены с соотношением числа форсунок топлива и окислителя от 2,2 до 12, при этом основные, находящиеся на одном радиальном направлении форсунки топлива и окислителя установлены таким образом, что пересечение их осей находится в одной точке на расстоянии от огневого дна не менее 8 калибров форсунок окислителя, а дополнительные форсунки топлива установлены на промежуточных радиальных направлениях. Изобретение позволяет повысить надежность и ресурс работы всей установки. 2 ил.

Изобретение относится к ракетному двигателестроению. Жидкостный ракетный двигатель содержит камеру сгорания с трактом охлаждения и форсуночной головкой, газогенератор, насос горючего, насос окислителя и турбину, сообщенную входом с газогенератором, а выходом - с форсуночной головкой, при этом он снабжен дополнительной турбиной, вход которой сообщен с выходом из тракта охлаждения, а выход - с форсуночной головкой. Изобретение обеспечивает повышение надежности и ресурса работы двигателя. 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для ракетных систем, работающих на кислородно-водородном топливе. Двигательная установка на кислородно-водородном топливе, содержащая корпус, камеру сгорания, соединенную с соплом для выхода газов, при этом в камере сгорания размещена микропористая структура, выполненная из полых микросфер и/или герметичных полых капилляров, часть которых заполнена кислородом, а другая - водородом. При этом микросферы и капилляры могут быть выполнены из горючего полимерного материала. Капилляры могут быть намотаны на насадку, расположенную вдоль оси установки. Капилляры могут быть расположены вдоль оси установки. Микропористая структура может быть выполнена из капилляров, намотанных на насадку, и расположенных в части камеры сгорания, примыкающей к корпусу двигателя, и микросфер, заполняющих центральную часть камеры. Микропористая структура может быть выполнена из капилляров, расположенных вдоль оси установки в части камеры сгорания, примыкающей к корпусу двигателя, и микросфер, заполняющих центральную часть камеры. Кроме того, микропористая структура может быть выполнена из микросфер, пронизанных капиллярами. Изобретение обеспечивает снижение габаритов двигательных установок на водородно-кислородном топливе, повышение взрывобезопасности. 7 з.п. ф-лы., 5 ил., 5 табл.

Устройство для сжигания ракетного топлива содержит источник ракетного топлива на основе ионной соли, например, гидроксиламмонийнитрата, камеру сгорания и реактор. Реактор служит для диссоциации основной части ионной соли, содержащейся в ракетном топливе, и установлен с возможностью подачи в камеру сгорания продуктов диссоциации совместно с дополнительным топливным компонентом, содержащимся в ракетном топливе. Способ сжигания топлива в устройстве для сжигания ракетного топлива на основе гидроксиламмонийнитрата заключается в диссоциации гидроксиламмонийнитрата и сжигании в камере сгорания продуктов диссоциации указанного гидроксиламмонийнитрата вместе с не вступившими в реакцию топливными компонентами, содержащимися в ракетном топливе. Согласно указанному способу ракетное топливо вводят в реактор и осуществляют его разложение в реакторе с диссоциацией, по крайней мере, большей части гидроксиламмонийнитрата, содержащегося в ракетном топливе. Затем направляют выходные продукты реактора в камеру сгорания. Изобретения позволяют повысить надежность воспламенения, а также увеличить число циклов использования катализатора. 3 н. и 17 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к космической технике, а точнее к области проектирования и эксплуатации ракетных двигательных установок (ДУ) космических аппаратов (КА). Способ работы системы подачи рабочего тела двигательной установки космического аппарата, включающий раздельную подачу в реактивный двигатель рабочего тела из баллона высокого давления с выходной магистралью и энергии от ее источника, например плазменного, для их взаимодействия в реактивном двигателе во время его работы. Новым в способе является то, что до поступления рабочего тела в реактивный двигатель осуществляют его взаимодействие с дополнительным источником энергии, при этом в качестве источника энергии используют электронагреватель. Система подачи рабочего тела двигательной установки космического аппарата включает баллон высокого давления, заполненный рабочим телом и имеющий выходную магистраль с установленным в ней дросселем, которая подключена к понижающей давление магистрали, включающей последовательно установленные пускоотсечной клапан, функционально связанный с блоком управления, редуктор давления и ресивер, установленный перед реактивным двигателем, снабженным источником энергии, например плазменным, раздельно подаваемой в него, температурный датчик, при этом дроссель выполнен в виде коаксиально установленного в выходной магистрали электронагревателя с резьбовым дросселирующим соединением его наружной поверхности с ее внутренней поверхностью и функционально связанного с блоком управления, причем выходная магистраль выполнена с наружной теплоизоляцией; ресивер выполнен со сквозной трубой с оребрением со стороны его полости, в которую установлен электронагреватель, функционально связанный через блок управления с температурным датчиком, установленным на ресивере, выполненном с наружной теплоизоляцией; к ресиверу подключен выход дополнительной понижающей давление магистрали, включающей последовательно установленные пускоотсечной клапан и редуктор давления, выполненные аналогично основной понижающей давление магистрали, а вход ее подключен между дросселем и пускоотсечным клапаном основной понижающей давление магистрали. Изобретение обеспечивает повышение эффективности работы двигательной установки и снижение массы. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Шарнирное соединение трубопроводов предназначено для использования в области ракетостроения. Шарнирное соединение включает корпус. Последний соединен с неподвижным коленообразным патрубком. Внутри шарнирного соединения соосно с ним установлен второй трубопровод. Один конец последнего жестко соединен с одним из коленообразных патрубков. В ответном коленообразном патрубке соосно с указанным соединением выполнено глухое отверстие. В последнее по скользящей посадке вставлен наконечник второго трубопровода. Между сопрягаемыми поверхностями глухого отверстия и наконечника размещено уплотнение. Концевые участки второго трубопровода через выполненные в теле указанных коленообразных патрубков каналы соединены с подводящим и отводящим штуцерами. Обеспечивается повышение надежности соединения. 5 з.п. ф-лы, 3 ил.

Способ заправки гелием бортовых баллонов ракет-носителей и космических аппаратов заключается в том, что осуществляют охлаждение газообразного гелия в криостате до температуры вымораживания вредных примесей. Затем гелий фильтруют, после чего нагревают до допустимой температуры для работоспособности уплотнительных элементов бортовых систем. При этом осуществляют контроль давления на входе и выходе из криостата. Далее осуществляют троекратное заполнение полученным гелием бортовых баллонов и их дренирование, после чего заполняют бортовые баллоны до рабочего давления. В случае перепада давления на входе и выходе из криостата более 1 МПа криостат отключают и подключают второй криостат. Указанный способ осуществляется системой заправки гелием бортовых баллонов, которая состоит из гелиевого ресивера, соединенного посредством магистрали с электронагревателем, трубопровода, резервуара, азотного и дополнительного гелиевого ресивера, а также не менее чем из двух криостатов, соединенных с электронагревателем. Каждый из гелиевых ресиверов соединен с одним из криостатов и посредством трубопроводов с установленной на них запорной арматурой с резервуаром. Электронагреватель, выполненный не менее чем с тремя змеевиками, связан посредством коллектора с установленной на нем запорно-регулировочной арматурой с бортовыми баллонами. Один змеевик электронагревателя сообщает азотный ресивер с каждым из криостатов. Каждый из оставшихся змеевиков расположен между соответствующим криостатом и коллектором. Каждый коллектор снабжен обратным клапаном, причем коллекторы объединены в общий коллектор выдачи с установленной на нем запорной арматурой. Запорно-регулировочная арматура коллекторов выполнена в виде электропневмоклапанов, один из которых нормально открыт, а другой нормально закрыт. Между коллекторами и общим коллектором выдачи установлены обратные клапаны. Изобретение позволяет исключить применение дорогостоящих морозостойких материалов для изготовления стыковочных приспособлений с бортом ракет-носителей, упростить их конструкцию, а также исключить применение изоляционных материалов для предотвращения теплопотерь в коллекторах. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

Топливная магистраль жидкостного ракетного двигателя содержит расположенный во входной части магистрали центробежный насос, расположенный в выходной части магистрали тракт рубашки охлаждения камеры, включающий тракт рубашки охлаждения сопловой части камеры и тракт рубашки охлаждения камеры сгорания, а также агрегаты автоматики. В состав агрегатов автоматики входит не менее двух клапанов многоразового действия, например пневмоуправляемых, один из которых установлен на входе в топливную магистраль, а второй – в выходной ее части. Тракт рубашки охлаждения сопловой части камеры подключен к тракту рубашки охлаждения камеры сгорания через клапан, установленный в выходной части магистрали. К топливной магистрали пассивным входом подключён эжектор, подключённый активным входом к емкости инертного газа или азота и сообщённый своим выходом с дренажом, например, в окружающую среду. Изобретение позволит повысить надёжность запуска бустерного жидкостного ракетного двигателя большой тяги за счёт исключения образования значительного объёма газовых пузырей в магистрали горючего. 9 з.п. ф-лы, 1 ил.

Топливная магистраль жидкостного ракетного двигателя малой тяги включает трубопровод подачи компонента топлива, последовательно установленные в трубопроводе дросселирующие устройство и клапан подачи и заклапанный объем. В качестве дросселирующего устройства использован автоматический регулятор расхода, параллельно которому установлен вытесняющий элемент с подвижным герметичным разделителем, входная полость которого сообщена с трубопроводом перед регулятором расхода, а выходная - с трубопроводом за регулятором расхода. Изобретение позволит улучшить динамические характеристики и повысить стабильность выхода на режим жидкостного ракетного двигателя малой тяги. 6 з.п. ф-лы, 5 ил.

Двигательная установка первой ступени ракеты-носителя воздушно-космической системы установлена горизонтально на борту самолета-разгонщика, содержит топливный бак углеводородного горючего и топливный бак криогенного окислителя - жидкого кислорода. Топливные баки соединены расходными магистралями углеводородного горючего и жидкого кислорода с жидкостным ракетным двигателем. Расходная магистраль жидкого кислорода проходит внутри топливного бака углеводородного горючего и подключена к днищу топливного бака криогенного окислителя, снабжённого внутренней поперечной перегородкой. Поперечная перегородка ограничивает в передней части бака газожидкостной отсек, нижняя часть которого сообщена с заполненным жидким кислородом основным объемом этого бака. Проходящая внутри топливного бака углеводородного горючего расходная магистраль жидкого кислорода расположена с наклоном вниз относительно продольной оси ракеты-носителя. Изобретение повысит надёжность воздушно-космической системы и увеличить массу выводимого полезного груза за счёт исключения термостатирования жидкого кислорода при полёте воздушно-космической системы. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.