Ракетные двигательные установки, т.е. установки, для работы которых используется горючее и окислитель, управление этими установками: ....поворотные – F02K 9/66

Изобретение относится к ракетной технике. В жидкостном ракетном двигателе, содержащем неподвижные опорную раму, газогенератор, работающий с избытком одного из компонентов, и турбонасосный агрегат с корпусом турбины и насосами, и с возможностью качания камеры сгорания с цапфами в районе минимального сечения камеры со смесительной головкой и соплом, карданный подвес с двумя поперечными взаимно перпендикулярными осями симметрии, одна из которых соосна с цапфами камеры, и две магистрали подвода генераторного газа и недостающего в газогенераторе компонента топлива к тракту охлаждения камеры от турбонасосного агрегата с двумя блоками гибких трубопроводов, причем первая группа блоков гибких трубопроводов отвода фланцами входа связана без возможности перемещения с помощью изогнутых трубопроводов с корпусом турбины и насоса турбонасосного агрегата, а вторая группа блоков гибких трубопроводов связана фланцами выхода сильфонов без возможности перемещения с помощью изогнутых трубопроводов с корпусом камеры, при этом первая группа блоков гибких трубопроводов, монтированная без возможности перемещения с корпусом турбины и насоса турбонасосного агрегата размещена под острым углом, например 40°-60°, в плоскости, параллельной первой главной плоскости качания камеры с карданом, ко второй плоскости, ортогональной первой главной плоскости качания камеры с карданом, проходящей через продольную ось симметрии камеры, и своими фланцами входа сильфонов ориентирована в сторону смесительной головки, а вторая группа блоков гибких трубопроводов, монтированная без возможности перемещения с корпусом камеры, своими продольными осями симметрии размещена под острым углом, например 60°-40°, в плоскости, параллельной второй главной плоскости качания камеры, к первой плоскости, ортогональной второй главной плоскости качания камеры, проходящей через продольную ось симметрии камеры, и своими фланцами выхода сильфонов ориентирована в сторону смесительной головки, причем изогнутый трубопровод магистрали подвода генераторного газа к корпусу камеры, связанный со смесительной головкой камеры без возможности перемещения, расположен своей направляющей линией траектории в плоскости, проходящей через продольную ось симметрии камеры и под острыми углами к главным плоскостям качания камеры. Изобретение обеспечивает уменьшение радиальных габаритов жидкостного ракетного двигателя, уплотнение компоновки двигателя и за счет этого уменьшение массы двигателя. 2 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано преимущественно в жидкостных ракетных двигателях дя управления вектором тяги. Жидкостный ракетный двигатель с управляемым вектором тяги, содержащий силовую раму, камеру сгорания, имеющую головку, цилиндрическую часть и сопло, которая закреплена на силовой раме при помощи узла подвески, обеспечивающего возможность качания посредством приводов в двух плоскостях, газогенератор и турбонасосный агрегат, содержащий в свою очередь, турбину, насос окислителя, насос горючего, газовод, соединяющий выход из турбины с головкой камеры сгорания через сильфон, согласно изобретению газогенератор прикреплен к силовой раме при помощи шарнира, турбонасосный агрегат прикреплен к силовой раме при помощи не менее чем двух шарнирных тяг, узел подвески выполнен в виде сферического шарнира, газовод выполнен прямолинейным и перпендикулярно продольной оси камеры сгорания, головка которой имеет патрубок, выполненный также перпендикулярно продольной оси камеры сгорания, а между этим патрубком и газоводом установлен сильфон. Предложен узел подвески камеры сгорания ЖРД, содержащий вешнюю неподвижную часть, жестко соединенную с силовой рамой, и внутреннюю подвижную часть, жестко соединенную с головкой камеры сгорания, причем обе части образуют сферическое шарнирное соединение, имеющее сферические уплотнительные поверхности, при этом его внешняя неподвижная часть выполнена из двух деталей: верхней и нижней, стянутых болтовым соединением через регулировочную прокладку, сферические уплотнительные поверхности дополнительно уплотнены, как минимум, двумя уплотнительными кольцами, установленными в кольцевых канавках обеих деталей. Изобретение обеспечивает повышение надежности узла подвески камеры сгорания для ЖРД с регулируемым вектором тяги. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано преимущественно в жидкостных ракетных двигателях для управления вектором тяги. Жидкостный ракетный двигатель с управляемым вектором тяги, содержащий силовую раму, камеру сгорания, имеющую головку, цилиндрическую часть и сопло, которая закреплена на силовой раме при помощи узла подвески, обеспечивающего возможность качания посредством приводов в двух плоскостях, газогенератор и турбонасосный агрегат, содержащий, в свою очередь, турбину, насос окислителя, насос горючего, газовод, соединяющий выход из турбины с головкой камеры сгорания через узел подвески, согласно изобретению газогенератор прикреплен к силовой раме при помощи шарнира, турбонасосный агрегат прикреплен к силовой раме при помощи не менее чем двух шарнирных тяг. Приводы выполнены в виде гидроцилиндров, прикрепленных шарнирно к силовой раме, на камере сгорания выполнено силовое кольцо, к которому прикреплены штоки приводов. Предложен узел подвески камеры сгорания ЖРД, содержащий неподвижную часть, жестко соединенную с газоводом, и подвижную часть, жестко соединенную с головкой камеры сгорания, обе части образуют сферическое шарнирное соединение, имеющее сферические уплотнительные поверхности, и полость внутри, при этом его часть, соединенная с газоводом, выполнена как внешняя и состоит из двух деталей, верхней и нижней, стянутых болтовым соединением через регулировочную прокладку, сферические уплотнительные поверхности дополнительно уплотнены уплотнительными кольцами, установленными в кольцевых канавках обеих деталей. На верхней детали выполнен опорный фланец, жестко соединенный с силовой плитой. Верхняя деталь прикреплена к силовой раме не менее чем при помощи трех шарнирных тяг. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 5 ил.

Поворотная криотехническая муфта содержит первый участок криогенной линии и второй участок криогенной линии, способные взаимно разворачиваться вокруг оси, средство предотвращения смещения в радиальном направлении одного из участков криогенной линии и средство предотвращения смещения в осевом направлении одного из участков криогенной линии относительно другого из указанных участков. Первый участок содержит охватывающую деталь с двойными стенками, между которыми создан вакуум, а второй участок содержит охватываемую деталь с двойными стенками, между которыми создан вакуум, по меньшей мере, частично входящую в охватывающую деталь. Между свободным концом охватываемой детали, введенной в охватывающую деталь, и одним из средств предотвращения смещения в радиальном направлении и в осевом направлении заключена первая уплотнительная прокладка. Между свободным концом охватывающей детали и другим из средств предотвращения смещения в радиальном и осевом направлениях заключена вторая уплотнительная прокладка. Вблизи второй уплотнительной прокладки расположены нагревательные средства. Другое изобретение группы относится к питающей линии для криогенной жидкости, соединяющей неподвижный модуль с подвижным модулем, обладающим, по меньшей мере, одной степенью свободы, и содержащей, по меньшей мере, одну указанную поворотную криотехническую муфту. Еще одно изобретение группы относится к ракетному двигателю, работающему на жидком криогенном топливе. Ракетный двигатель содержит, по меньшей мере, один топливный бак, по меньшей мере, один турбонасос для питания устройства впрыска топлива, камеру сгорания, по меньшей мере, один приводной механизм для изменения положения камеры сгорания и, по меньшей мере, одну указанную поворотную муфту. Последняя установлена в, по меньшей мере, одной питающей линии, ведущей от топливного бака к турбонасосу, или в, по меньшей мере, одной питающей линии, ведущей от турбонасоса к устройству впрыска топлива. Изобретение позволяет снизить массу и габариты муфты, а также воспринимать значительные изгибающие усилия от вибрации или ускорения при работе муфты в составе ракетного двигателя. 3 н. и 22 з.п. ф-лы, 13 ил.