Ракетные двигательные установки, т.е. установки, для работы которых используется горючее и окислитель, управление этими установками: ....с устройствами для охлаждения – F02K 9/64

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при разработке и изготовлении сопел камер сгорания жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Способ изготовления сопла камеры сгорания ЖРД, включающий изготовление наружной и внутренней оболочек, сборку оболочек, пайку, выполнение перепускных отверстий охладителя в одном или нескольких подколлекторных кольцах, сварку одного или нескольких коллекторов с подколлекторными кольцами, согласно изобретению пайку сопла камеры сгорания осуществляют до выполнения перепускных отверстий охладителя в подколлекторных кольцах или при выполнении перепускных отверстий охладителя не на всю толщину стенки подколлекторных колец, затем после пайки в подколлекторных кольцах выполняют перепускные отверстия охладителя на всю толщину стенки подколлекторных колец и приваривают коллекторы с наконечниками к соплу, причем отверстия выполняют механическим или электроэрозионным сверлением. Изобретение обеспечивает повышение качества паяного соединения, а также исключает засорение перепускных отверстий в подколлекторном кольце и пазов охлаждающего тракта. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники. Камера жидкостного ракетного двигателя содержит наружную и огневую оболочки с каналами охлаждения между ними, образованными двутавровыми проставками, на которых размещены турбулизаторы потока. Полки двутавровых проставок выполнены переменной ширины за счет выполнения на них чередующихся выборок, при этом турбулизаторы потока образованы указанными чередующимися выборками, выборки на каждой полке двутавровой проставки выполнены в шахматном порядке, выборки на верхней и нижней полках двутавровой проставки выполнены в шахматном порядке, выборки смежных проставок расположены таким образом, что выборки на полках одной проставки располагаются напротив выступов смежной с ним проставки, глубина выборки составляет 25-75% ширины полки, в вертикальных стенках двутавровых проставок выполнены сквозные каналы. Изобретение обеспечивает повышение эффективности теплообмена в каналах. 5 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно - к созданию камер жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Способ изготовления тракта регенеративного охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя заключается в изготовлении наружной и огневой оболочек с последующим их скреплением между собой по вершинам двутавровых проставок с образованием каналов охлаждения между ними, при этом полки двутавровых проставок выполняют переменной ширины за счет выполнения на них чередующихся выборок, при этом турбулизаторы потока образованы указанными чередующимися выборками. Выборки на каждой полке двутавровой проставки выполняют в шахматном порядке. Выборки на верхней и нижней полках двутавровой проставки выполняют в шахматном порядке. Выборки смежных проставок располагают таким образом, что выборки на полках одной проставки располагаются напротив выступов смежной с ним проставки. Глубина выборки составляет 25-75% ширины полки. В вертикальных стенках двутавровых проставок выполняют сквозные каналы. Изобретение обеспечивает интенсифицирование процесса теплопередачи между поверхностью огневой стенки и охладителем. 5 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники. Тракт регенеративного охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя содержит наружную и огневую оболочки с каналами охлаждения между ними, образованными двутавровыми проставками, на которых размещены турбулизаторы потока. Полки двутавровых проставок выполнены переменной ширины за счет выполнения на них чередующихся выборок, при этом турбулизаторы потока образованы указанными чередующимися выборками, выборки на каждой полке двутавровой проставки выполнены в шахматном порядке, выборки на верхней и нижней полках двутавровой проставки выполнены в шахматном порядке, выборки смежных проставок расположены таким образом, что выборки на полках одной проставки располагаются напротив выступов смежной с ним проставки, глубина выборки составляет 25-75% ширины полки, в вертикальных стенках двутавровых проставок выполнены сквозные каналы. Изобретение обеспечивает повышение эффективности теплообмена в каналах. 5 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники. Сопло камеры жидкостного ракетного двигателя содержит наружную и огневую оболочки с каналами охлаждения между ними, образованными двутавровыми проставками, на которых размещены турбулизаторы потока. Полки двутавровых проставок выполнены переменной ширины за счет выполнения на них чередующихся выборок, при этом турбулизаторы потока образованы указанными чередующимися выборками, выборки на каждой полке двутавровой проставки выполнены в шахматном порядке, выборки на верхней и нижней полках двутавровой проставки выполнены в шахматном порядке, выборки смежных проставок расположены таким образом, что выборки на полках одной проставки располагаются напротив выступов смежной с ним проставки, глубина выборки составляет 25-75% ширины полки, в вертикальных стенках двутавровых проставок выполнены сквозные каналы. Изобретение обеспечивает повышение эффективности теплообмена в каналах. 5 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. В системе охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя, содержащей цилиндрическую камеру сгорания и сопло, содержащее, в свою очередь, сужающуюся и расширяющиеся части и критическое сечение между ними, выполненные в виде наружной оболочки, внутренней оболочки с основными ребрами постоянной толщины, образующими тракт охлаждения и, по меньшей мере, один пояс завесы с тангенциальными отверстиями и коллектором, внутри которого установлена кольцевая деталь, согласно изобретению кольцевая деталь выполнена в форме полутора с полостью, на кольцевой детали в плоскости, перпендикулярной оси камеры сгорания, выполнены входные тангенциальные отверстия с возможностью закрутки потока охладителя в плоскости, а параллельно оси камеры выполнены выходные отверстия. На внешней поверхности кольцевой детали перед тангенциальными отверстиями выполнены турбулизаторы потока. Пояс завесы выполнен в месте стыка камеры сгорания и сопла, или на середине сужающейся части сопла, или выполнены два пояса завесы. Изобретение обеспечивает улучшение охлаждения критического сечения сопла и увеличение удельной тяги двигателя. 4 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для охлаждения сверхзвуковой части сопла жидкостных ракетных двигателей. Задачей предлагаемого изобретения является создание работоспособного на переходных и стационарных режимах работы устройства охлаждения сверхзвуковой части сопла с низким уровнем давления охладителя (Рохл<<Рк), что должно обеспечить возможность создания высокоэкономичных ЖРД с повышенным давлением в камере, с одновременным упрощением изготовления сопел и повышением их надежности. Решение поставленной задачи достигается тем, что в контуре циркуляции теплоносителя на магистрали, соединяющей выход тракта охлаждения сверхзвуковой части сопла с входом турбины, установлен обратный клапан, а бак теплоносителя с клапаном присоединен к этой магистрали на участке между обратным клапаном и турбиной. Кроме этого, на участке магистрали между выходом тракта охлаждения сверхзвуковой части сопла и обратным клапаном подключен выхлопной патрубок с клапаном или ресивер. Изобретение позволяет повысить надежность двигателя и снизить его стоимость при одновременном обеспечении высокой экономичности. 2 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к двигателестроению и может быть использовано при создании камер жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Тракт охлаждения теплонапряженных конструкций содержит наружную и огневую оболочки с каналами охлаждения между ними, образованными двутавровыми проставками, на которых размещены турбулизаторы потока. Полки двутавровых проставок выполнены переменной ширины за счет выполнения на них чередующихся выборок, при этом турбулизаторы потока образованы указанными чередующимися выборками, выборки на каждой полке двутавровой проставки выполнены в шахматном порядке, выборки на верхней и нижней полках двутавровой проставки выполнены в шахматном порядке, выборки смежных проставок расположены таким образом, что выборки на полках одной проставки располагаются напротив выступов смежной с ней проставки, глубина выборки составляет 25-75% ширины полки, в вертикальных стенках двутавровых проставок выполнены сквозные каналы. 5 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. В системе охлаждения камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя, содержащей наружную и внутреннюю стенки, соединенные пайкой через ребра, выполненные на внутренней стенке, по меньшей мере, одно устройство завесного охлаждения внутренней стенки камеры сгорания, содержащее, в свою очередь, кольцевую деталь, сцентрированную по внутренней стенке с образованием кольцевой полости, кольцевую щель во внутренней стенке и внутренние тангенциальные отверстия, соединяющие эту щель с кольцевой полостью, дозирующие отверстия, соединяющие зазор между двумя стенками с кольцевой полостью, согласно изобретению, дозирующие отверстия выполнены тангенциально и направлены аналогично внутренним тангенциальным отверстиям. Внутренние тангенциальные отверстия могут быть выполнены в плоскости, перпендикулярной оси камеры сгорания. Кольцевая деталь может быть выполнена с цилиндрической и двумя торцовыми стенками передней и задней, при этом один из торцов выполнен наклонным. На переднем торце может быть выполнено оребрение. На заднем торце может быть выполнено оребрение. На цилиндрической стенке может быть выполнено оребрение. Соотношение длины внутренних тангенциальных отверстий к их диаметру может быть выполнено в диапазоне от 1,0 до 2,5. Дозирующие отверстия могут быть выполнены калиброванными. В дозирующие отверстия могут быть установлены калиброванные жиклеры. Изобретение обеспечивает улучшение охлаждения и увеличение удельной тяги двигателя. 8 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям.

В системе охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя, содержащей цилиндрическую камеру сгорания и сопло, содержащее, в свою очередь, сужающуюся и расширяющуюся части и критическое сечение между ними, выполненные в виде наружной оболочки, внутренней оболочки с основными ребрами постоянной толщины, образующими тракт охлаждения, согласно изобретению на внутренней поверхности внешней оболочки в районе сужающейся и расширяющейся частей камеры сгорания выполнены дополнительные продольные ребра, при этом высота и толщина дополнительных продольных ребер не превышает высоты и толщины основных ребер. Изобретение обеспечивает улучшение охлаждения критического сечения сопла и увеличение удельной тяги двигателя. 4 ил.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. В системе охлаждения камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя, содержащей наружную и внутреннюю стенки, установленные с зазором и соединенные пайкой через ребра, выполненные на внутренней стенке, по меньшей мере, одно устройство завесного охлаждения внутренней стенки камеры сгорания, содержащее, в свою очередь, кольцевую деталь, сцентрированную по внутренней стенке с образованием кольцевой полости, кольцевую щель во внутренней стенке и внутренние тангенциальные отверстия, соединяющие эту щель с кольцевой полостью, дозирующие отверстия, соединяющие зазор между двумя стенками с кольцевой полостью, согласно изобретению кольцевая деталь и кольцевая полость в ней выполнены трапециевидной формы, при этом кольцевая деталь содержит переднюю стенку, цилиндрическую стенку и заднюю стенку, установленные с зазором внутри коллектора, дозирующие отверстия выполнены тангенциально и направлены аналогично внутренним тангенциальным отверстиям, а высота зазора между передним торцом и коллектором выполнена меньше, чем высота зазора между наружной и внутренней стенками. Отношение высоты зазора между передним торцом и коллектором к высоте зазора между наружной и внутренней стенками выполнено в диапазоне от 0,5 до 0,9. Внутренние тангенциальные отверстия выполнены в плоскости, перпендикулярной оси камеры сгорания. На переднем торце выполнено оребрение. На заднем торце выполнено оребрение. На цилиндрической стенке выполнено оребрение. Соотношение длины внутренних тангенциальных отверстий к их диаметру выполнено в диапазоне от 1,0 до 2,5. Дозирующие отверстия выполнены калиброванными. В дозирующие отверстия установлены калиброванные жиклеры. Изобретение обеспечивает улучшение охлаждения камеры сгорания и увеличение удельной тяги двигателя. 8 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. В системе охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя, содержащей цилиндрическую камеру сгорания и сопло, содержащее, в свою очередь, сужающуюся и расширяющиеся части и критическое сечение между ними, выполненные в виде наружной оболочки, внутренней оболочки с основными ребрами постоянной толщины, образующими тракт охлаждения и, по меньшей мере, один пояс завесы с тангенциальными отверстиями и коллектором, внутри которого установлена кольцевая деталь, согласно изобретению кольцевая деталь выполнена в форме полутора с полостью, на кольцевой детали под углом к оси камеры сгорания выполнены входные отверстия с возможностью закрутки потока охладителя в плоскости, при этом ось этих отверстий пересекает часть стенки кольцевой детали перед тангенциальными отверстиями. Пояс завесы может быть выполнен в месте стыка камеры сгорания и сопла. Пояс завесы может быть выполнен на середине сужающейся части сопла. Может быть выполнено два пояса завесы. Изобретение обеспечивает улучшение охлаждения критического сечения сопла и увеличение удельной тяги двигателя. 3 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к ракетной технике. Блок тяги жидкостного ракетного двигателя содержит раму, камеру сгорания с соплом и устройство защиты блока тяги, имеющее донные экраны. Устройство защиты блока тяги дополнительно оснащено устройством тепловой защиты рамы, выполненным в виде устройства охлаждения стенки камеры сгорания с каналами в ней, сообщающимися с каналами подачи одного из компонентов топлива к форсуночной камере. Достигается повышение надежности блока тяги жидкостного ракетного двигателя. 1 ил.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД), преимущественно кислородно-керосиновым. Жидкостный ракетный двигатель содержит как минимум одну регенеративно охлаждаемую камеру, устройство для подачи рабочего тела на турбину турбонасосного агрегата, турбонасосный агрегат, агрегаты питания и регулирования. Камера включает смесительную головку, профилированную оболочку, состоящую из профилированных внутренней и наружной обечаек, скрепленных между собой, например, при помощи пайки по ребрам, выполненным на внутренней обечайке. На профилированной оболочке выполнен как минимум один пояс завесы, представляющий собой кольцевую профилированную проточку во внутренней обечайке, соединенную каналами с полостью подачи охладителя, например, керосина. Оси указанных каналов расположены тангенциально по отношению к кольцевой полости завесы. В камере выполнен как минимум один пояс завесы, в котором продольные оси большей части, предпочтительно всех, тангенциальных каналов расположены вне плоскости, перпендикулярной оси камеры, и пересекают ее. В варианте выполнения оси тангенциальных каналов пересекают указанную плоскость под углом 4-10°, предпочтительно 6°, отношение длины канала к его диаметру составляет от 3 до 8. Рассмотрен способ охлаждения теплонапряженных участков камеры сгорания. Изобретение обеспечивает повышение надежности защиты стенок камеры при минимальных потерях удельного импульса тяги на охлаждение. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к способу изготовления сопла камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя (ЖРД). Изготавливают наружную и внутреннюю оболочки. На внутреннюю оболочку укладывают ленты припоя и соединяют с наружной оболочкой. Пайку сопла камеры сгорания ЖРД осуществляют до сварки коллектора с подколлекторным кольцом, которое изготавливают с припуском по наружному диаметру «усов». Затем в кольцевую полость подколлекторного кольца вставляют разъемный вкладыш, причем боковые радиусы вкладыша должны быть больше боковых внутренних радиусов подколлекторного кольца. Вкладыш закрывают сверху технологической накладкой, привариваемой к припускной части обоих «усов», образуя полость, которую герметизируют перед пайкой для обеспечения поддавливания паяного соединения. После пайки технологическую накладку и припускную часть «усов» подколлекторного кольца срезают, извлекают вкладыш и приваривают коллектор с патрубками к соплу. Изобретение обеспечивает повышение прочности паяного соединения и качества пайки в зоне подколлекторного кольца, снижение массы коллектора и заготовки подколлекторного кольца. 3 ил.

Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано при создании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Жидкостный ракетный двигатель включает камеру с соплом, донную защиту с рамой, систему качания камеры сгорания, при этом на сопле расположен фланец, к которому закреплена сетка, выполненная или в виде усеченного конуса, меньшим диаметром закрепленная на фланце, а большим диаметром - на раме донной защиты, или части тора, закрепленного одной частью на фланце, а другой частью - на раме донной защиты. Сетка выполнена из металлической нити, например, из коррозионно-стойкой стали 03Х18Н9Т-ВИ диаметром 0,01<d<0,2 мм, а проницаемость сетки находится в пределах 0,01<Н<0,3, где d - диаметр нити сетки, Н - проницаемость сетки. Фланец выполнен в виде бандажа сопла. Фланец и сетка донной защиты выполнены не менее чем из 2-х частей, соединенных между собой по образующей разъемными соединениями. Изобретение обеспечивает повышение эффективности тепловой защиты агрегатов двигателя при его работе и снижение массогабаритных характеристик устройства. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при создании камер жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Способ установки трубы, преимущественно для камер ЖРД, заключается в определении расстояний между осями посадочных мест перебросной трубы и ответных посадочных мест камеры, подборе и установке между трубой и ответным посадочным местом камеры компенсатора. Компенсатор представляет собой кольцо, входная и выходная части которого выполнены по отношению друг к другу с эксцентриситетом, равным разности расстояний между осями посадочных мест перебросной трубы и ответных посадочных мест камеры. Между трубой и ответным посадочным местом камеры компенсатор устанавливают с возможностью осевого вращения, причем ось вращения компенсатора перпендикулярна продольной оси камеры, а эксцентриситет компенсатора определяют из соотношения e=|L_max-l_min|, где е - эксцентриситет, L_max - максимально возможная длина между осями ответных посадочных мест камеры, l_min - минимально возможная длина между осями выходного и входного сечений трубы. После установки компенсатор вращают вокруг его оси вращения, подбирают требуемое положение трубы и фиксируют ее вместе с компенсатором в требуемом положении. Изобретение обеспечивает значительное упрощение трудоемкости установки труб и сборки камеры. 3 ил.

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при создании безгенераторных жидкостных ракетных двигателей, работающих на криогенных компонентах, например кислороде и водороде. Кольцевая камера жидкостного ракетного двигателя содержит кольцевую смесительную головку, регенеративно охлаждаемые кольцевую камеру сгорания с тарельчатым соплом внешнего расширения и профилированным центральным телом, образованными профилированными внутренней и наружной оболочками, скрепленными между собой по ребрам тракта охлаждения. На вершинах ребер тракта охлаждения выполнены лепестки, расположенные параллельно дну паза, при этом наружный профиль лепестков соответствует внутреннему профилю наружной оболочки. Для повышения устойчивости внутренней оболочки лепестки соединяют вершины двух смежных ребер между собой, лепестки соединяют вершины всех ребер между собой с образованием единой кольцевой поверхности, наружный профиль которой эквидистантен внутреннему профилю наружной оболочки в месте контакта с наружной поверхностью внутренней оболочки. Изобретение обеспечивает повышение устойчивости внутренней оболочки. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания с охлаждающим трактом, насос окислителя, насос горючего, две раздельные турбины, согласно изобретению тракт охлаждения камеры сгорания выполнен из двух отдельных участков, при этом вход одного из этих участков сообщен с выходом из насоса окислителя и выход его - со входом в одну из турбин, а вход другого участка охлаждающего тракта сообщен с выходом из насоса горючего и выход его - со входом в другую турбину. Изобретение обеспечивает снижение уровня напряженности агрегатов двигателя и упрощение конструкции. 1 ил.

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при создании камер жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), в частности, для безгенераторных ЖРД, работающих на криогенных компонентах, например кислороде и водороде. Тракт охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя содержит внутреннюю профилированную оболочку с выполненными в ней ребрами постоянной толщины, образующими каналы тракта охлаждения. На внутреннюю профилированную оболочку установлена профилированная наружная оболочка и скреплена с ней. На внутренней поверхности внутренней оболочки, со стороны камеры сгорания, выполнены дополнительные ребра. Высота и толщина дополнительных ребер не превышает толщины стенки донной части канала. Изобретение обеспечивает улучшение условий теплообмена между продуктами сгорания и охладителем. 2 ил.

Изобретение обносится к топливной системе ракетного двигателя. Стенка камеры сгорания ракетного двигателя работает как секция теплообменника, в которой происходит подогрев проходящего топлива. Ракетный двигатель содержит устройство дезоксигенирования топлива и охлаждаемую топливом стенку рабочей камеры двигателя, сообщающуюся с указанным устройством дезоксигенирования. Способ увеличения удельного импульса тяги ракетного двигателя заключается в том, что осуществляют дезоксигенирование топлива, передают дезоксигенированное топливо через охлаждаемую топливом стенку рабочей камеры сгорания, затем передают его от охлаждаемой топливом стенки рабочей камеры в узел рабочей камеры двигателя. Изобретение обеспечивает увеличение удельного импульса ракетного двигателя. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к теплоэнергетике и может быть использовано в технологических установках для испытания различных воздушно-реактивных двигателей (ВРД), преимущественно прямоточных (ПВРД), в том числе и гиперзвуковых (ГПВРД), в качестве источника воздуха, состав и термодинамические характеристики которого соответствуют различным режимам полета летательного аппарата. Способ получения высокотемпературной газовой среды с заданным содержанием кислорода включает подачу горючего и газообразного или жидкого окислителя, например кислорода или воздуха, или смеси кислорода с азотом в зону горения камеры сгорания с образованием в ее выходном сечении газообразной среды с равномерным полем температуры и содержанием кислорода, а также подачу кислорода или воздуха, или смеси кислорода с азотом в зону разбавления камеры сгорания в виде кольцевых потоков из струй в нескольких поперечных сечениях. При этом подачу кислорода или воздуха, или их смесей, или смеси кислорода с азотом в каждый кольцевой поток зоны разбавления камеры сгорания осуществляют от автономных источников с одинаковой глубиной внедрения струй в каждом сечении, но разной в разных поперечных сечениях. Кольцевые потоки, образованные из струй в разных поперечных сечениях, перекрывают в плане поперечное сечение зоны разбавления к выходу камеры сгорания. Газообразную среду каждого кольцевого потока зоны разбавления смешивают в одинаковой пропорции с газообразной средой соответствующего кольцевого потока, истекающего из зоны горения камеры сгорания. Изобретение позволяет обеспечить высокую равномерность распределения температур и содержания кислорода на выходе камеры сгорания и, соответственно, на входе испытываемого двигателя в широком диапазоне как расхода искусственного воздуха, так и его температуры и содержания кислорода. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Способ охлаждения огневой стенки камеры сгорания ЖРД включает раздельную по оси камеры подачу последовательно и тангенциально компонентов топлива, формирование в камере пристеночного внутреннего низкотемпературного вихревого слоя, раздельное перемещение окислителя и горючего в направлении от сопла в сторону огневого днища, придачу дополнительно радиальной и осевой составляющих скорости вводимым окислителю и горючему и формирование при этом центрального вихревого течения с осевой составляющей в направлении к соплу камеры при их взаимном перемешивании, воспламенении и горении, каждому компоненту сообщают дополнительно осевую и радиальную составляющие скорости, осевые составляющие компонентов направляют встречно, результирующая величина количества движения в итоге направлена по оси сопла, а в сужающейся части сопла камеры сгорания вводят в основном тангенциально дополнительное рабочее тело при низкой температуре, перемещают указанное рабочее тело по оси к соплу с однонаправленным относительно исходного вихря завихрением камеры сгорания, охлаждают при помощи образованной таким образом низкотемпературной завесы огневую стенку сужающейся дозвуковой части сопла, отбирают из потока после критики указанное дополнительное рабочее тело, подают через диффузор на блок турбины привода вспомогательного замкнутого контура создания тяги и замыкают указанный вспомогательный контур после конденсации паров вспомогательного рабочего тела с созданием тягового усилия путем повторной многократной подачи дополнительного рабочего тела в камеру. Камера жидкостного ракетного двигателя содержит камеру сгорания и сопло, включая охлаждаемую завесой огневую стенку камеры, разнесенные по продольной оси камеры коллекторы подвода и сопловые блоки в основном тангенциального ввода последовательно окислителя у сопла и горючего, при этом камера снабжена коллектором подвода дополнительного рабочего тела повторного использования и блок ввода дополнительного рабочего тела в камеру, расположенные в сужающейся части сопла, а за критической частью сопла выполнен диффузор отбора рабочего тела после охлаждения огневой стенки сужающейся части сопла, стыкующийся с сопловым блоком турбины, обеспечивающей привод насоса подачи дополнительного рабочего тела в соответствии с замкнутой схемой его повторного использования. Изобретение обеспечивает повышение эффективности охлаждения камеры сгорания ЖРД. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при создании безгенераторных жидкостных ракетных двигателей, работающих на криогенных компонентах, например кислороде и водороде. Кольцевая камера жидкостного ракетного двигателя содержит сопло, охлаждаемую камеру сгорания со смесительной головкой, расположенную осесимметрично внутри сопла, коллекторы подвода горючего и окислителя. Камера сгорания выполнена с профилированной внутренней стенкой и расположена вдоль продольной оси камеры, а внутри камеры сгорания установлен охлаждаемый цилиндр, один торец которого соединен со смесительной головкой, другой - с центральной частью сопла и вместе с профилированной внутренней стенкой камеры сгорания образует кольцевое критическое сечение. На наружной поверхности охлаждаемого цилиндра и на внутренней поверхности камеры сгорания выполнены продольные ребра. Изобретение обеспечивает улучшение условий теплообмена между продуктами сгорания и охладителем путем увеличения поверхности теплосъема. 1 ил.

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при создании камер жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), в частности для безгенераторных ЖРД, работающих на криогенных компонентах, например кислороде и водороде. Тракт охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя, содержащий внутреннюю профилированную оболочку с выполненными в ней ребрами постоянной толщины, образующими каналы тракта охлаждения, профилированную наружную оболочку, установленную на внутреннюю и скрепленную с ней, при этом на внутренней поверхности внутренней оболочки, со стороны камеры сгорания, выполнены дополнительные продольные ребра, высота и толщина дополнительных продольных ребер не превышает толщины стенки донной части канала. Изобретение обеспечивает улучшение условий теплообмена между продуктами сгорания и охладителем. 2 ил.

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий насос окислителя, насос горючего, турбину, приводящую в действие насосы, камеру с охлаждающим трактом, выход из которого сообщен с входом в турбину, систему управления и контроля работы двигателя, согласно изобретению вход в охлаждающий тракт сообщен с выходом из насоса окислителя, а на выходе из охлаждающего тракта камеры установлен датчик температуры, который функционально соединен с системой управления и контроля работы двигателя. Охлаждающий тракт камеры, контактирующий с окислителем, выполнен из медных сплавов. На входе в охлаждающий тракт камеры установлен фильтр из медных сплавов. Изобретение обеспечивает упрощение конструкции, снижение стоимости эксплуатации, а также расширение номенклатуры применяемых топлив. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при создании камер жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), в частности, для безгенераторных ЖРД, работающих на криогенных компонентах, например кислороде и водороде. Способ охлаждения теплонапряженных участков камеры жидкостного ракетного двигателя, заключающийся в выполнении на тыльной стороне охлаждаемой поверхности внутренней оболочки чередующихся ребер, образующих совместно с наружной оболочкой каналы охлаждения, и пропускании охладителя через полученные каналы, согласно изобретению, ребра, образующие каналы тракта охлаждения, выполнены постоянной толщины, каналы имеют трапецеидальный профиль переменной ширины со скругленными по радиусу углами, примыкающими к внутренней поверхности оболочки, при этом на внутренней поверхности внутренней оболочки со стороны камеры сгорания в месте расположения ребер, выполнены продольные профилированные пазы, профиль которых эквидистантен профилю радиусов переходов между ребрами и внутренней цилиндрической поверхностью канала тракта охлаждения. На внутренней поверхности внутренней оболочки между продольными пазами выполнены продольные ребра. Изобретение обеспечивает улучшение охлаждения теплонапряженных участков камеры ЖРД, а также условий теплообмена между продуктами сгорания компонентов топлива и охладителем. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области теплоэнергетики, а именно - к теплообменным аппаратам, и может быть использовано при создании охлаждаемых конструкций с большими удельными тепловыми потоками. Способ изготовления тракта охлаждения теплонапряженных конструкций, заключающийся в получении токарной обработкой внутренней и наружной оболочек, выполнении ребер на внешней поверхности внутренней оболочки и последующем соединении внутренней и внешней оболочек по вершинам ребер, например, при помощи пайки, с образованием каналов охлаждения. При фрезеровании пазов на наружной поверхности внутренней оболочки между ребрами оставляют перемычки, наружный профиль которых соответствует профилю оболочки, а в указанных перемычках выполняют сквозные осевые каналы для подачи охладителя. Для повышения устойчивости оболочек перемычки выполняют таким образом, что вершины двух смежных ребер оказываются соединенными между собой с образованием единой кольцевой поверхности, перемычки выполняют на разном расстоянии от торцов оболочек. Сквозные каналы выполняют электроэрозионным способом с последующей электрохимической обработкой поверхностей канала. Изобретение обеспечивает повышение устойчивости и прочности внутренней и внешней оболочек. 4 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при создании камер жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), в частности, для безгенераторных ЖРД, работающих на криогенных компонентах, например кислороде и водороде. Тракт охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя содержит внутреннюю профилированную оболочку с выполненными в ней ребрами постоянной толщины, образующими каналы тракта охлаждения. Каналы тракта охлаждения имеют трапецеидальный профиль переменной ширины со скругленными по радиусу углами, примыкающими к внутренней поверхности оболочки. На внутренней профилированной оболочке установлена профилированная наружная оболочка и скреплена с ней. На внутренней поверхности внутренней оболочки, со стороны камеры сгорания, в месте расположения ребер, выполнены продольные профилированные пазы, профиль которых эквидистантен профилю радиусов переходов между ребрами и внутренней цилиндрической поверхностью канала тракта охлаждения, а между продольными профилированными пазами выполнены продольные ребра. Изобретение обеспечивает улучшение условий теплообмена между продуктами сгорания и охладителем. 1 з.п-ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при создании безгенераторных жидкостных ракетных двигателей, работающих на криогенных компонентах, например кислороде и водороде. Кольцевая камера жидкостного ракетного двигателя содержит кольцевую смесительную головку, регенеративно охлаждаемые кольцевую камеру сгорания с тарельчатым соплом внешнего расширения и профилированным центральным телом, образованными профилированными внутренней и наружной оболочками, скрепленными между собой по ребрам тракта охлаждения. Между ребрами тракта охлаждения выполнены полые перемычки, соединяющие вершины ребер между собой, при этом наружный профиль указанных перемычек соответствует профилю тракта охлаждения. Перемычки соединяют вершины двух смежных ребер между собой, перемычки соединяют вершины всех ребер между собой с образованием единой кольцевой поверхности, наружный профиль которой эквидистантен внутреннему профилю наружной оболочки в месте контакта с наружной поверхностью внутренней оболочки. Изобретение обеспечивает повышение устойчивости внутренней оболочки. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.