Ракетные двигательные установки, т.е. установки, для работы которых используется горючее и окислитель, управление этими установками: ...камеры сгорания или тяги – F02K 9/62

Изобретение относится к композиционным материалам, в частности к углерод-углеродному композиционному материалу, и может использоваться при изготовлении жидкостных ракетных двигателей. Углерод-углеродный композиционный материал с защитным покрытием из карбида кремния выполнен с герметизирующим слоем. На защитное покрытие нанесен герметизирующий слой из металла: никеля, или ниобия, или молибдена. В результате повышается долговечность и надежность полученного материала. 1 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 расширяющую 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 трапециевидной формы с полостью трапециевидной формы, на торцах кольцевой детали под углом к оси камеры сгорания выполнены входные и выходные отверстия. Пояс завесы может быть выполнен в месте стыка камеры сгорания и сопла 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 ракетно-космической технике и может быть использовано в качестве корректирующей двигательной установки космического аппарата. Жидкостно-газовый реактивный двигатель (ЖГРД) содержит бак, заполненный жидким рабочим телом - водой, с выходным отверстием в крышке, камеру и реактивное сопло. В камере жидкостно-газового реактивного двигателя установлен на выходе из бака разделитель фаз рабочего тела, после которого установлен регулировочный клапан с пружиной и электромагнитом. В ЖГРД камера снабжена устройством подогрева рабочего тела в области, прилегающей к выходному отверстию бака. Жидкостно-газовый реактивный двигатель создает реактивную тягу за счет истечения паров воды, которые образуются за счет процесса парообразования газа из жидкой фазы. Изобретение обеспечивает регулирование тяги, снижение энергопотребления двигателя и применение экологически чистого рабочего тела. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к ракетным двигательным установкам особенно. Камера жидкостного ракетного двигателя содержит регенеративно охлаждаемую камеру сгорания с критическим сечением и соплом, смесительную головку, включающую корпус, блок подачи окислителя, преимущественно кислорода, блок подачи основного горючего, блок подачи дополнительного горючего, блок огневого днища. В указанных блоках по концентрическим окружностям установлены коаксиальные соосно-струйные форсунки, образующие центральную и периферийную зоны. Упомянутые коаксиальные соосно-струйные форсунки включают полый наконечник, соединяющий полость окислителя с зоной горения, втулку, охватывающую с зазором наконечник и соединяющую полость первого горючего с зоной горения, при этом в наконечниках, как минимум, форсунок центральной зоны в выходной части имеются радиально расположенные пазы, выполненные в виде чередующихся выступов и впадин, причем во втулке, между выступами наконечника, выполнены каналы, выходная часть которых открывается в зону горения, входная - соединяется с полостью дополнительного горючего, при этом наружный профиль указанных каналов эквидистантен профилю наконечника. Изобретение обеспечивает повышение экономичности рабочего процесса. 5 ил.

Изобретение относится к измерению характеристик твердых топлив для ракетных двигателей. Способ включает измерение реактивной силы продуктов газификации при сжигании образца твердого топлива, бронированного по боковой поверхности, причем измеряют реактивную силу и время полного сгорания образца твердого топлива, помещенного в бомбу постоянного объема, при давлении в диапазоне (0.5÷15)МПа, создаваемом инертным газом, например азотом или аргоном, причем объем бомбы и масса образца находятся в заданном соотношении, а величину единичного импульса определяют по расчетной формуле. Достигается возможность определения единичного импульса при использовании малоразмерных образцов топлива в лабораторных условиях без использования крупногабаритного стендового оборудования и взрывозащищенных боксов. 2 ил.

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при создании трехкомпонентных жидкостных ракетных двигателей, работающих на криогенных компонентах, например, кислороде, водороде и керосине. Жидкостный ракетный двигатель содержит, как минимум, один газогенератор, как минимум, один турбонасосный агрегат, органы питания и регулирования, кольцевую регенеративно охлаждаемую камеру с профилированным центральным телом, во внутренней полости которого установлены перечисленные агрегаты, смесительную головку, включающую корпус, блок подачи окислителя, преимущественно, кислорода, блок подачи основного горючего, блок подачи дополнительного горючего, блок огневого днища. В указанных блоках по концентрическим окружностям установлены коаксиальные соосно-струйные форсунки, образующие центральную и периферийную зоны. Коаксиальные соосно-струйные форсунки включают полый наконечник, соединяющий полость окислителя с зоной горения, втулку, охватывающую с зазором наконечник и соединяющую полость блока основного горючего с зоной горения, при этом в наконечниках, как минимум, форсунок центральной зоны в выходной части имеются радиально расположенные пазы, выполненные в виде чередующихся выступов и впадин, причем во втулке, между выступами наконечника, выполнены каналы, выходная часть которых открывается в зону горения, входная - соединяется с полостью блока дополнительного горючего, при этом наружный профиль указанных каналов эквидистантен профилю наконечника. Изобретение обеспечивает повышение полноты смесеобразования при работе на трехкомпонентном топливе. 5 ил.

Устройство гашения поперечных усилий включает устройства ориентации, установленные на сопле реактивного двигателя и содержащие первый узел, образующий тягу, второй узел, образующий звено крепления, и приводной узел. Первый конец тяги шарнирно укреплен на сопле. Первый конец звена крепления шарнирно закреплен на камере сгорания, а второй конец шарнирно прикреплен ко второму концу тяги. Первый конец приводного узла шарнирно закреплен на неподвижной конструкции летательной установки, а второй конец шарнирно прикреплен ко второму концу звена крепления. Каждая тяга содержит жесткий элемент, соединенный с двумя концами тяги, элемент, продольно деформируемый под действием усилия сжатия или растяжения, и средства для отсоединения жесткого элемента от концов тяги. Продольно деформируемый элемент жестко соединен с двумя концами тяги и содержит трубку, проходящую в продольном направлении тяги и снабженную множеством окружных щелей. Другое изобретение группы относится к соплу реактивного двигателя, содержащему указанное выше устройство для гашения поперечных усилий. Изобретения позволяют повысить надежность устройства гашения поперечных усилий. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 11 ил.

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при создании трехкомпонентных жидкостных ракетных двигателей, работающих на криогенных компонентах, например кислороде, водороде и керосине. Жидкостный ракетный двигатель содержит как минимум один газогенератор, как минимум один турбонасосный агрегат, органы питания и регулирования, кольцевую регенеративно охлаждаемую камеру с профилированным центральным телом, во внутренней полости которого установлены перечисленные агрегаты, смесительную головку, включающую корпус, блок подачи окислителя, преимущественно кислорода, блок подачи основного горючего, блок подачи дополнительного горючего, блок огневого днища. В указанных блоках по концентрическим окружностям установлены коаксиальные соосно-струйные форсунки, образующие центральную и периферийную зоны. Упомянутые коаксиальные соосно-струйные форсунки включают полый наконечник, соединяющий полость окислителя с зоной горения, втулку, охватывающую с зазором наконечник и соединяющую полость первого горючего с зоной горения. В наконечниках, как минимум, форсунок центральной зоны в выходной части имеются радиально расположенные пазы, выполненные в виде чередующихся выступов и впадин, причем радиально расположенные пазы выполнены таким образом, что периметр центральной части струи, ограниченный образующими лучей, составляет не более 3s, длина луча - 2,3 2,5s, где s - толщина луча, при этом число лучей равно трем, причем во втулке, между выступами наконечника, выполнены каналы, выходная часть которых открывается в зону горения, входная - соединяется с полостью дополнительного горючего. Изобретение обеспечивает повышение полноты смесеобразования на всех режимах на трехкомпонентном топливе. 5 ил.

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при создании трехкомпонентных жидкостных ракетных двигателей, работающих на криогенных компонентах, например кислороде, водороде и керосине. Жидкостный ракетный двигатель содержит, как минимум, один газогенератор, как минимум, один турбонасосный агрегат, органы питания и регулирования, кольцевую регенеративно охлаждаемую камеру с профилированным центральным телом, во внутренней полости которого установлены перечисленные агрегаты, смесительную головку, включающую корпус, блок подачи окислителя, преимущественно, кислорода, блок подачи основного горючего, блок подачи дополнительного горючего, блок огневого днища. В указанных блоках по концентрическим окружностям установлены коаксиальные соосно-струйные форсунки, образующие центральную и периферийную зоны. Коаксиальные соосно-струйные форсунки включают полый наконечник, соединяющий полость окислителя с зоной горения, втулку, охватывающую с зазором наконечник и соединяющую полость блока основного горючего с зоной горения, при этом в наконечниках, как минимум, форсунок центральной зоны в выходной части имеются радиально расположенные пазы, выполненные в виде чередующихся выступов и впадин, причем во втулке, между выступами наконечника, выполнены каналы, выходная часть которых открывается в зону горения, входная - соединяется с полостью блока дополнительного горючего. Изобретение обеспечивает повышение полноты смесеобразования при работе на трехкомпонентном топливе. 5 ил.

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при создании трехкомпонентных жидкостных ракетных двигателей, работающих на криогенных компонентах, например, кислороде, водороде и керосине. Жидкостный ракетный двигатель содержит газогенератор, турбонасосный агрегат, органы питания и регулирования, кольцевую регенеративно охлаждаемую камеру с профилированным центральным телом, во внутренней полости которого установлены перечисленные агрегаты, смесительную головку, включающую корпус, блок подачи окислителя, преимущественно, кислорода, блок подачи основного горючего, блок подачи дополнительного горючего, блок огневого днища. В указанных блоках по концентрическим окружностям установлены коаксиальные соосно-струйные форсунки, образующие центральную и периферийную зоны. Упомянутые коаксиальные соосно-струйные форсунки включают полый наконечник, соединяющий полость окислителя с зоной горения, втулку, охватывающую с зазором наконечник и соединяющую полость первого горючего с зоной горения. В наконечниках, как минимум, форсунок центральной зоны в выходной части имеются радиально расположенные пазы, выполненные в виде чередующихся выступов и впадин, причем радиально расположенные пазы выполнены таким образом, что периметр центральной части струи, ограниченный образующими лучей, составляет не более 3s, длина луча - 2,3 2,5s, где s - толщина луча, при этом число лучей равно трем, причем во втулке, между выступами наконечника, выполнены каналы, выходная часть которых открывается в полость, выполненную в корпусе втулки, а входная - соединяется с полостью дополнительного горючего, при этом указанная полость в корпусе втулки соединена тангенциальными каналами с кольцевой проточкой, выполненной на торце втулки и соединенной с зоной горения. Изобретение обеспечивает повышение полноты смесеобразования при работе на трехкомпонентном топливе. 6 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к организации процесса подготовки и сжигания газообразного топлива в камере сгорания. Предварительно газифицированные компоненты топлива, газообразный гелий из системы вытеснения и порошок алюминия подаются в форкамеру для смешения. Далее смесь через периферийный тангенциальный завихритель вводится в камеру сгорания со стороны сопловой крышки. Двигаясь по спирали вдоль стенки камеры сгорания в сторону головной части, смесь защищает стенки камеры сгорания от теплового воздействия горящей части потока из осевой области двигателя. Наличие гелия уменьшает молекулярную массу продуктов сгорания, что ведет к увеличению удельного импульса двигателя. Для повышения температуры горения в смесь вводится порошок алюминия. Изобретение обеспечивает увеличение энерготяговых характеристик и защиту корпуса камеры от теплового воздействия продуктов сгорания. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, точнее - к способам изготовления камер ЖРД. Камера сгорания, сопло и раструб изготовляют в виде отдельных механически обработанных секций, на стыкуемые поверхности которых наносят высокотемпературную клеевую композицию, и устанавливают на технологическую оправку со стыковкой секций и отверждением клеевой композиции в стыках последних, затем на наружные поверхности секций камеры сгорания, сопла и примыкающей к соплу части раструба наносят сплошной слой высокотемпературной герметизирующей клеевой композиции, на который наматывают слои волокнистого материала со связующим, после чего выполняют термообработку с отверждением клеевой композиции и связующего и удаляют технологическую оправку, а затем производят карбонизацию, пироуплотнение, механическую обработку и наносят термостойкое покрытие на поверхности камеры ЖРД. Изобретение обеспечивает повышение герметичности камеры ЖРД. 5 ил.

Изобретение относится к ракетной технике. Камера сгорания, сопло и раструб выполнены в виде отдельных секций, скрепленных в стыках высокотемпературной клеевой композицией, а камера ЖРД снабжена сплошным герметизирующим слоем клеевой композиции на наружных поверхностях камеры сгорания, сопла и части раструба, примыкающей к соплу, и закрепленным на клеевой композиции слоем теплозащиты или силовым слоем со слоем теплозащиты. Изобретение обеспечивает повышение герметичности ЖРД. 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике. Камера ЖРД содержит корпус с раструбом, вкладыш с соплом и стенкой камеры сгорания и форсуночную головку, при этом вкладыш, по крайней мере, на участке сопла выполнен из композиционного материала с геликоидной намоткой препрега тканой ленты и расположением волокон ее основы и утка под углами к продольной кромке ленты, близкими по величине. Изобретение обеспечивает повышение надежности камеры. 2 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно - к защите стенки камеры жидкостного ракетного двигателя особо малой тяги от перегрева при организации процесса горения. Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги (ЖРДМТ) состоит из смесительной головки с форсунками, корпуса камеры с докритической и сверхзвуковой частями сопла, с концентрично и с зазором установленной внутри него вставки с образованием полости зазора, сообщающейся с полостью камеры. Согласно изобретению вставка выполнена в виде тонкостенной оболочки из жаростойкого и жаропрочного материала, например иридия, и плотно закреплена в месте соединения смесительной головки и корпуса камеры. Вставка по длине может быть близка к длине докритической части камеры и повторяет ее контур, а смесительная головка выполнена с двумя струйными форсунками, оси которых пересекаются. В предпочтительном варианте камеры зазор между вставкой и корпусом камеры имеет величину одного порядка с толщиной оболочки. Изобретение обеспечивает повышение ресурса ЖРДМТ на непрерывном и импульсном режимах работы. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к микродвигателям (1), применяемым в качестве двигателя управления положением спутника. Микродвигатель содержит камеру (2) сгорания из подложки (3), выполненной, прежде всего, из электропроводящего материала, имеющую топливоподводящее отверстие и отверстие для выпуска газа в примыкающее к камере (2) сгорания реактивное сопло. Кроме того, микродвигатель содержит первый резистивный нагреватель, расположенный в камере (2) сгорания. Микродвигатель отличается тем, что первый резистивный нагреватель (8) придан катализатору (7), предназначенному для разложения топлива, вводимого в камеру (2) сгорания, с возможностью нагрева первым резистивным нагревателем (8) первых участков (9) материала подложки, необязательно выполненных из материала подложки и образующих катализатор (7), до заданной температуры или заданного диапазона температур. Изобретение обеспечивает повышение эффективности работы уменьшение энергопотребления микуродвигателя. 3 н. и 32 з.п. ф-лы, 14 ил.

Изобретение относится к области жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Камера ЖРД содержит смесительную головку, включающую корпус, блок подачи окислителя, блок подачи горючего, форсунки, состоящие из нескольких коаксиально установленных втулок, образующих кольцевые полости для подачи газообразного горючего и жидкого окислителя. Форсунки установлены в смесительной головке по концентрическим окружностям и соединяют полости блоков с полостью камеры сгорания. На каждой втулке форсунки выполнен кольцевой выступ, в котором выполнены перпендикулярные оси смесительного элемента пазы для подачи горючего внутрь каждой кольцевой полости горючего и параллельные пазы для подачи окислителя в каждую кольцевую полость окислителя. Кольцевые полости подачи компонентов топлива со стороны полости камеры сгорания закрыты проставками, в которых выполнены отверстия для подачи компонентов топлива в зону горения, преимущественно полость камеры сгорания, а все втулки, со стороны, противоположной зоне горения, установлены вплотную друг к другу. В их торцевых стенках выполнены каналы, соединяющие полость окислителя с кольцевыми полостями окислителя, образованными коаксиально установленными втулками. Изобретение обеспечивает повышение полноты сгорания различных видов топлив при меньшем количестве смесительных элементов на форсуночной головке камеры ЖРД. 3 ил.

Изобретение относится к области жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). ЖРД содержит камеру со смесительной головкой, в которой установлены форсунки, состоящие из нескольких коаксиально установленных втулок, образующих кольцевые полости для подачи газообразного горючего и жидкого окислителя и соединяющие полости блоков подачи компонентов с полостью камеры сгорания. Двигатель также содержит газогенератор, турбонасосный агрегат, агрегаты питания и регулирования. На каждой втулке форсунки выполнен кольцевой выступ, в котором выполнены перпендикулярные оси смесительного элемента пазы для подачи горючего внутрь каждой кольцевой полости горючего и параллельные пазы для подачи окислителя в каждую кольцевую полость окислителя. Кольцевые полости подачи компонентов топлива со стороны полости камеры сгорания закрыты проставками, в которых выполнены отверстия для подачи компонентов топлива в зону горения, преимущественно, полость камеры сгорания. Все втулки, со стороны, противоположной зоне горения, установлены вплотную друг к другу, при этом в их торцевых стенках выполнены каналы, соединяющие полость окислителя с кольцевыми полостями окислителя, образованными коаксиально установленными втулками. Изобретение обеспечивает повышение полноты сгорания различных видов топлив при меньшем количестве смесительных элементов на форсуночной головке камеры жидкостного ракетного двигателя. 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. Жидкостный ракетный двигатель содержит кольцевую камеру со смесительной головкой, включающей корпус, блок подачи окислителя, блок подачи горючего, форсунки, состоящие из нескольких коаксиально установленных втулок, образующих кольцевые полости для подачи газообразного горючего и жидкого окислителя, установленные в смесительной головке по концентрическим окружностям, и соединяющие полости блоков с полостью камеры сгорания, тарельчатым соплом внешнего расширения, профилированным центральным телом и кольцевым критическим сечением, агрегаты управления и агрегаты питания, включающие турбонасосный агрегат с турбиной, расположенные в полости профилированного центрального тела. Профилированное центральное тело выполнено состоящим из нескольких частей, при этом, по крайней мере, одна часть профилированного центрального тела выполнена с возможностью радиального осесимметричного вращения вокруг продольной оси профилированного центрального тела и кинематически связана с агрегатами питания, а на ее внешней поверхности установлены лопатки для придания ей вращательного движения. На каждой втулке форсунки смесительной головки выполнен кольцевой выступ, в котором выполнены перпендикулярные оси смесительного элемента пазы для подачи горючего внутрь каждой кольцевой полости горючего и параллельные пазы для подачи окислителя в каждую кольцевую полость окислителя. Кольцевые полости подачи компонентов топлива со стороны полости камеры сгорания закрыты проставками, в которых выполнены отверстия для подачи компонентов топлива в зону горения, преимущественно полость камеры сгорания. Все втулки со стороны, противоположной зоне горения, установлены вплотную друг к другу, при этом в их торцевых стенках выполнены каналы, соединяющие полость окислителя с кольцевыми полостями окислителя, образованными коаксиально установленными втулками. Изобретение обеспечивает повышение удельного импульса тяги, упрощение пневмогидравлической схемы и позволяет реализовать значительно большее давление в камере при минимальных габаритных размерах. 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. Жидкостный ракетный двигатель содержит кольцевую камеру со смесительной головкой и тарельчатым соплом внешнего расширения, профилированным центральным телом и кольцевым критическим сечением. Агрегаты управления и агрегаты питания, включающие турбонасосный агрегат с турбиной, расположены в полости профилированного центрального тела. Профилированное центральное тело выполнено состоящим из нескольких частей, при этом, по крайней мере, одна часть профилированного центрального тела выполнена с возможностью радиального осесимметричного вращения вокруг продольной оси профилированного центрального тела и кинематически связана с агрегатами питания, а на ее внешней поверхности установлены лопатки для придания ей вращательного движения. Кольцевые полости подачи компонентов со стороны полости камеры сгорания закрыты проставками, в которых выполнены отверстия для подачи компонентов топлива в зону горения. Со стороны, противоположной зоне горения, указанные полости закрыты профилированным днищем, внутренняя поверхность которого выполнена ступенчатой, при этом в днище выполнены радиальные и осевые каналы, соединяющие полости подачи компонентов топлива с соответствующими кольцевыми полостями. Изобретение обеспечивает повышение удельного импульса тяги, упрощение пневмогидравлической схемы и увеличение давления в камере при минимальных габаритных размерах. 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. Жидкостный ракетный двигатель содержит кольцевую камеру со смесительной головкой, включающей блоки подачи компонентов, соосно-струйные форсунки, установленные в блоках по концентрическим окружностям и содержащие полый наконечник, соединяющий полость одного компонента топлива с полостью камеры сгорания, втулку, охватывающую с 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, тарельчатым соплом внешнего расширения, профилированным центральным телом и кольцевым критическим сечением, агрегаты управления и агрегаты питания, включающие турбонасосный агрегат с турбиной, расположенные в полости профилированного центрального тела. Профилированное центральное тело выполнено состоящим из нескольких частей, при этом, по крайней мере, одна часть профилированного центрального тела выполнена с возможностью радиального осесимметричного вращения вокруг продольной оси профилированного центрального тела и кинематически связана с агрегатами питания. На ее внешней поверхности установлены лопатки для придания ей вращательного движения. В пилонах наконечников выполнены каналы, один конец которых открывается в полость наконечника, а другой - в полость камеры сгорания. Изобретение обеспечивает повышение удельного импульса тяги, упрощение пневмогидравлической схемы и реализацию большего давление в камере при минимальных габаритных размерах. 3 ил.

Изобретение относится к области ракетных или реактивных двигательных установок. Корпус камеры сгорания летательного аппарата выполнен как многослойное изделие, содержащее несущую механическую нагрузку внутреннего давления, металлическую обечайку, слой кремнеземной ткани, пропитанной высокотемпературным клеем и воедино соединенной им с внутренней поверхностью металлической обечайки, на который последовательно нанесены слой керамического композиционного материала, армированного углеродными волокнами, слой коррозионно-стойкого связующего материала и слой керамического композиционного высокотемпературного материала, контактирующего с образующимися при сжигании топлива газами с рабочей температурой порядка 1600°С. Кремнеземная ткань имеет теплопроводность порядка 0,2 Вт/(м·K). Коэффициент линейного расширения и модуль упругости обеспечивают температурную и механическую совместимость металлической обечайки и последующих керамических слоев и при рабочей температуре порядка 1000°С составляют примерно 20·10^-6 1/°С и 20 ГПа соответственно. Толщина каждого из слоев подобрана так, что температурная нагрузка на металлическую обечайку снижена до уровня, не требующего ее дополнительного наружного воздушного охлаждения. Изобретение направлено на улучшение характеристик двигателя, на повышение его экономичности за счет создания корпуса камеры сгорания без дополнительной подачи воздуха на ее наружное охлаждение. 1 з.п. ф-лы, 1 табл., 1 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а более конкретно, к способам организации рабочего процесса в ракетном двигателе малой тяги на несамовоспламеняющихся компонентах топлива. Способ организации рабочего процесса в камере ракетного двигателя малой тяги заключается в подаче несамовоспламеняющихся компонентов в камеру посредством тангенциальных подводов окислителя и струйных форсунок горючего, получении закрученного потока газообразного окислителя и факела распыла горючего с последующим смесеобразованием, подаче топливной смеси в полость воспламенения, поджигании ее и сжигании в объеме камеры сгорания, при этом одни струи окислителя тангенциальных подводов до превращения их в закрученный поток сталкивают со струями горючего, другими эжектируют топливную смесь в полость воспламенения из приосевой зоны, затем ее поджигают и подают продукты сгорания в камеру со сверхзвуковой скоростью и по достижении в камере рабочего давления продувают полость воспламенения газообразным окислителем из периферии закрученного потока к приосевой зоне, а в камере сгорания образуют тангенциальный и тороидальный вихри продуктов смесеобразования и горения. Изобретение обеспечивает повышение удельного импульса тяги двигателя и ресурса двигателя. 1 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. В ракетном двигателе малой тяги, содержащем камеру двигателя со смесительной головкой, огневое днище, воспламенитель с расположенной по оси полостью воспламенения, центробежную форсунку окислителя с тангенциальными каналами, исходящими из кольцевого коллектора, и камерой закручивания и направленными к оси струйными форсунками горючего, осевым и периферийными каналами, сообщающими камеру закручивания с полостью воспламенения, согласно изобретению полость воспламенения выполнена в виде полусферы, осевой канал имеет сходящуюся и расходящуюся части с минимальным сечением между ними, струйные форсунки горючего направлены под углом к оси смесительной головки в сторону камеры сгорания, выходы струйных форсунок чередуются с входами периферийных каналов и расположены в конце расходящейся части осевого канала за выходами тангенциальных каналов после косого среза этих каналов, огневое днище выполнено в виде полусферы. На огневом днище выполнены тангенциальные каналы окислителя завесы, а оси струйных форсунок направлены на их выходы. Тангенциальные каналы центробежной форсунки расположены под углом к оси камеры закручивания и направлены в сторону полости воспламенения. Корпус камеры выполнен составным из переходника и жаропрочной камеры сгорания и сопла, а их узел соединения расположен в коллекторе окислителя. Изобретение обеспечивает надежное воспламенение топливной смеси в камере сгорания во время запуска, отключение системы воспламенения после выхода ракетного двигателя малой тяги на рабочий режим, организация эффективных процессов смесеобразования и горения, теплозащиты стенок камеры сгорания, сопла, огневого днища и рабочих элементов воспламенителя, повышение удельного импульса тяги ракетного двигателя малой тяги. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к способу изготовления сопла камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя (ЖРД). Наружную и внутреннюю стенки собирают с образованием полости между стенками и размещают припой. Полость герметизируют со стороны большого диаметра с помощью кольцевого сварного шва. Со стороны малого диаметра - с помощью технологического компенсатора линейного перемещения. Один конец компенсатора приваривают к внутренней стенке, а другой конец - к наружной. Создают вакуум в полости и давление инертного газа в печи, паяют и охлаждают. Компенсатор срезают, а в местах среза проводят сварку с другим узлом сопла камеры ЖРД. Компенсатор изготавливают из трубчатой заготовки путем формирования горообразной детали с дальнейшим деформированием последней в имеющемся штампе для формообразования наружной стенки сопла как продолжение ее профиля до получения внутреннего размера между деформируемыми внутренними поверхностями горообразной детали равного толщине пакета стенок сопла камеры ЖРД с последующим срезанием радиусной части со стороны большого диаметра компенсатора. Способ обеспечивает снижение трудоемкости изготовления, повышение технологичности, герметичности и прочности паяных стенок сопла камеры ЖРД. 4 ил.

Генератор может быть использован для объемного тушения в замкнутых или полузамкнутых пространствах. Для увеличения быстродействия генератор содержит корпус с цилиндрической оболочкой, передним дном и перфорированной сопловой крышкой, заряд аэрозольобразующего состава, размещенный между передним дном и кольцевой опорой, блок охлаждения, установленный на опорное кольцо, трубку, закрепленную внутри корпуса по его оси, инициатор, размещенный внутри трубки, и средство запуска. Между кольцевой опорой и опорным кольцом расположена и жестко соединена с ними полая втулка, на боковой поверхности которой выполнены окна для прохода продуктов сгорания. Заряд выполнен многошашечным, состоящим, по меньшей мере, из трех цилиндрических шашек, установленных продольно по окружности между внутренней поверхностью оболочки корпуса и наружной поверхностью трубки. Кольцевая опора закреплена на торце трубки, обращенном к блоку охлаждения, причем противоположный торец трубки закреплен на переднем дне корпуса, а боковая поверхность трубки выполнена перфорированной. Изобретение обеспечивает упрощение конструкции твердотопливного аэрозольобразующего заряда и повышение надежности его функционирования. 5 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, к способу изготовления сопла камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя. Способ изготовления сварно-паяной конструкции крупногабаритного сопла камеры жидкостного ракетного двигателя, состоящего из соединенных между собой стальных внутренней и наружной оболочек с узлом коллектора, включающий изготовление оболочек из листовых заготовок, используя штамповку, сборку, сварку, фрезерование пазов, нанесение покрытия, пайку. Сопло изготавливается единым паяным блоком, при этом внутренняя оболочка изготавливается цельной, бесшовной, методом многопереходного ротационного выдавливания с дальнейшей калибровкой взрывом пакета, состоящего из внутренней и наружной оболочек с дальнейшим сохранением взаимоположения оболочек относительно друг друга. Технологический кольцевой шов при сварке частей наружной оболочки располагается в зоне приваривания подколлекторного кольца. Изобретение обеспечивает снижение трудоемкости, металлоемкости, себестоимости, повышение надежности сопла. 1 з.п.ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к ракетным двигателям. Реактивный двигатель, включающий корпус, на котором закреплены одна или несколько камер сгорания, в стенках которых выполнены профилированные выпускные каналы, отличается тем, что корпус двигателя содержит по меньшей мере одну центральную силовую стойку, соединяющую переднюю и заднюю части корпуса; на заднем конце стойки закреплены камеры сгорания, причем их выпускные каналы направлены вперед - в сторону головной части ракеты или под углом к этому направлению, а на другом конце центральной стойки, обращенном в сторону головной части ракеты, закреплен газоотражающий куполообразный экран, передняя торообразная стенка которого обращена в сторону головной части ракеты, а открытый торец экрана обращен назад и соединяется с открытым пространством. Изобретение обеспечивает повышение КПД двигателя. 7 з.п. ф-лы, 18 ил.

Изобретение относится к области ракетостроения и может быть использовано для конструирования тяговых двигателей ракет на жидком топливе с окислителем. В вихревом ракетном двигателе, содержащем камеру сгорания в виде цилиндра с дном с одной стороны и сводом для перехода в горловину с другой стороны, форсунки для подачи топлива и окислителя, согласно изобретению, на дне камеры выполнен конус для разворота вихря, часть форсунок расположена равномерно на своде с возможностью обеспечения образования вихря и предназначена для ввода топлива и части окислителя, а одна форсунка расположена в конусе для разворота вихря и предназначена для ввода оставшейся части окислителя. Форсунки подачи топлива и окислителя расположены по касательной к окружности свода под углом 60° к поверхности свода. Двигатель снабжен отклоняющими лопатками для компенсации реактивного вращательного движения камеры, закрепленными на конусе, который сопряжен с горловиной камеры. Изобретение обеспечивает упрощение конструкции и снижение ее массы. 2 з.п. ф-лы, 5 ил.

Ракетный двигатель содержит первую и вторую ротационные форсунки для впрыска горючего и окислительного компонентов ракетного топлива в первую камеру сгорания. Поток, выходящий из первой камеры сгорания, приводит в движение турбину, вращающую ротационные форсунки. Топливная смесь в первой камере сгорания обогащается горючим так, чтобы снизить температуру в камере сгорания. Обогащенный горючим выходящий поток смешивается во второй камере сгорания с дополнительным окислителем, впрыскиваемым третьей ротационной форсункой, с созданием высокотемпературного выходящего потока, способного обеспечить тягу двигателя. Для перекрытия путей передачи относительно высокого давления в камерах сгорания в каналы подачи топлива под низким давлением ротационные форсунки выполнены с центробежными гидравлическими затворами. Часть богатого горючим выходящего потока из первой камеры сгорания направляют через кольцевые каналы, окружающие камеры сгорания, на эффузионное охлаждение поверхности второй камеры сгорания. Изобретения позволят упростить конструкцию и повысить надежность предложенных устройств. 7 н. и 53 з.п. ф-лы, 7 ил.