Ракетные двигательные установки, т.е. установки, для работы которых используется горючее и окислитель, управление этими установками: ..с другой ракетной двигательной установкой, многоступенчатые ракетные двигательные установки – F02K 9/76

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к твердотопливным двигательным установкам системы аварийного спасения. Двигательная установка содержит основной и разделительный двигатели, расположенные соосно один над другим и соединенные на переднем днище основного двигателя. Основной двигатель включает сопла, размещенные симметрично под углом к его продольной оси и установленные в сопловые колпаки с образованием соплового блока. Сопловые колпаки (сопловой блок) размещены на переднем днище основного двигателя. Днище основного двигателя выполнено в виде полусферы, а на сопловых колпаках предусмотрено место для стыковки с разделительным двигателем, например в виде болтового соединения. Изобретение позволяет устранить недопустимые изменения геометрии соплового блока, а также снизить массу конструктивных элементов двигателя. 2 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано преимущественно в жидкостных ракетных двигателях. В ракете-носителе, содержащей центральный блок, имеющий корпус, баки окислителя и горючего внутри корпусов, и не менее двух боковых ракетных блоков, соединенных с ним, также имеющих баки окислителя и горючего внутри корпусов, по меньшей мере, по одному жидкостному ракетному двигателю в каждом ракетном блоке и блоки сопел крена, содержащие по два оппозитно установленных сопла крена, согласно изобретению блоки сопел крена установлены на внешней уделенной от оси ракеты-носителя поверхности корпусов боковых ракетных блоков. Применено четное число боковых ракетных блоков, а блоки сопел крена установлены на двух диаметрально противоположных боковых ракетных блоках. Может быть применено нечетно число боковых ракетных блоков, а блоки сопел крена установлены на всех боковых ракетных блоках. В жидкостном ракетном двигателе, содержащем силовую раму, камеру сгорания, имеющую головку, цилиндрическую часть и сопло, которая закреплена на силовой раме при помощи узла подвески, обеспечивающего возможность качания в двух плоскостях посредством приводов, прикрепленных к силовому кольцу, выполненному на камере сгорания, 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 сопла крена сгруппированы в блоки сопел крена попарно и установлены на нижнем силовом кольце, установленном в нижней части сопла и соединенном со срезом сопла, к соплам крена через трехходовые краны газа и горючего присоединены соответственно трубопроводы подачи газогенераторного газа, другие концы которого соединен сначала трубопроводом отбора газа и трубопроводами горючего, при этом блоки сопел крена закреплены на нижнем силовом кольце при помощи двух наклонных тяг. В блоке сопел крена, содержащем два сопла крена, установленных оппозитно и объединенных в один узел, содержащий общий корпус, согласно изобретению пара сопел крена оборудована трехходовыми кранами газа и горючего, установленными между соплами крена и имеющими общий привод. Все сопла крена оборудованы запальными устройствами, соединенными линиями связи с блоком управления. Общий корпус оборудован крепежными элементами, соединяющими общий корпус с нижним силовым кольцом ракеты-носителя. Изобретение обеспечивает повышение надежности управления вектором тяги ЖРД и надежности управления ракетой по крену. 3 н. и 4 з.п. ф-лы, 16 ил.

Изобретение относится к области космонавтики и космической техники, а именно к двигателям космических аппаратов для длительных орбитальных и межорбитальных полетов, а также для полетов к Луне и планетам. Комбинированный электрохимический ракетный двигатель выполнен для работы на компонентах топлива «перекись водорода (окислитель) и углеводородное горючее» и содержит последовательно соединенные: камеру каталитического разложения окислителя; электрохимический генератор, выполненный в виде электрохимического реактора на базе высокотемпературных топливных элементов с преобразователем тока и модуля конверсии углеводородного горючего; и электрический ракетный двигатель, причем питание электрического ракетного двигателя осуществляется от преобразователя тока электрохимического генератора. Между электрохимическим реактором электрохимического генератора и электрическим ракетным двигателем дополнительно выполнена камера дожигания. Электрохимический реактор и модуль конверсии углеводородного горючего конструктивно объединены в электрохимический реактор с внутренней конверсией углеводородного горючего. Изобретение обеспечивает повышение эффективности (удельного импульса) ракетного двигателя. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании твердотопливных двигательных установок для многоступенчатых ракет-носителей. Ракетная двигательная установка на твердом топливе содержит двигатели предыдущей и последующей ступеней, камеры сгорания которых разделены общим днищем, и поворотное сопло двигателя последующей ступени, вдвинутое в камеру сгорания, с рулевым приводом. В камере сгорания предыдущей ступени за срезом поворотного сопла, с зазором с ним, установлен стационарный раструб. Стационарный раструб соединен с общим днищем посредством обечайки с образованием между ней и стенками поворотного сопла замкнутой полости, в которой размещен рулевой привод. Стационарный раструб выполнен таким образом, что при отклонении поворотного сопла на максимальный угол его выходное сечение не выходит за пределы входного сечения стационарного раструба. Изобретение позволяет повысить надежность двигательной установки за счет обеспечения тепловой защиты рулевого привода. 1 ил.

Изобретение относится к области космонавтики и космической техники, а именно к двигателям космических аппаратов. Комбинированный электрохимический ракетный двигатель (КЭХРД) содержит последовательно соединенные: камеру предварительного подогрева топлива электрохимический генератор (ЭХГ), выполненный в виде электрохимического реактора (ЭХР) на базе высокотемпературных топливных элементов, работающих на компонентах ракетного топлива, с преобразователем тока; и электрический ракетный двигатель (ЭРД), например электродуговой ракетный двигатель. Питание ЭРД осуществляется от преобразователя тока ЭХГ. Между ЭХГ и ЭРД дополнительно может быть установлена камера дожигания топлива (КС2). Изобретение обеспечивает повышение эффективности (удельного импульса) двигателя. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетных двигателей на твердом топливе. Ракетная двигательная установка на твердом топливе содержит двигатели предыдущей и последующей ступеней с общим днищем, разделяющим их камеры сгорания, и узлы стыковки и разделения ступеней. Раструб сопла двигателя последующей ступени выполнен в виде поворотных лепестков. Между общим днищем и торцом заряда предыдущей ступени образована кольцевая полость, в которой размещены развернутые к днищу лепестки раструба сопла и привод их раскрытия. Узлы стыковки и разделения ступеней расположены в зоне выхода кольцевой полости на цилиндрическую часть корпуса предыдущей ступени. Изобретение позволяет обеспечить максимальное заполнение топливом двигателя предыдущей ступени, а также повысить плотность компоновки ракетной двигательной установки и уменьшить ее габариты. 1 ил.

Первая ступень многоступенчатого ракетоносителя выполнена в виде автономного устройства со своими реактивными двигателями и ёмкостями для окислителя и горючего и размещена осесимметрично вокруг блока второй ступени, имеющей также свои реактивные двигатели и ёмкости для окислителя и горючего. Главные камеры сгорания реактивных двигателей ступени размещены по кольцевому периметру торца вплотную друг к другу и охвачены общей камерой дожигания. Трубчатая стенка первой ступени составлена по круговому периметру без зазора из нескольких разъемных долевых секторов, каждый из которых снабжен ёмкостями для окислителя и горючего и внутренней поверхностью соединен с центральным блоком второй ступени через два яруса своих пилонов. Пилоны соединены с центральным блоком второй ступени с помощью отстрелочных устройств. По внутренней сомкнутой трубчатой поверхности первой ступени все долевые секторы на одной высоте от главных камер снабжены выступами, образующими в сомкнутом виде кольцевую горловину, более узкую, чем внутренний диаметр размещения главных камер и кольцевого конуса, в форме которого выполнена головная часть первой ступени. Отношение внутреннего диаметра размещения главных камер первой ступени к наружному диаметру центрального блока второй ступени на уровне её главных камер может составлять величину от 1,2 до 3,5. Изобретение позволит увеличить стартовую скорость космического аппарата на разгонном участке траектории полёта. 1 з.п. ф-лы, 7 ил.