Ракетные двигательные установки, т.е. установки, для работы которых используется горючее и окислитель, управление этими установками: ..с помощью подвижных сопел – F02K 9/84

При сборке ракетного двигателя твердого топлива положение соплового блока с кольцевым воспламенителем ориентируют относительно корпуса, причем ориентирование осуществляют без уплотняющих элементов. Затем в газоходы корпуса и на сопловой блок устанавливают технологическую оснастку, обеспечивающую сохранение взаимной ориентации соплового блока и корпуса. Производят расстыковку и устанавливают уплотняющие элементы, после чего производят окончательную стыковку. Скрепляют сопловой блок с корпусом и удаляют технологическую оснастку. Оснастка для сборки ракетного двигателя твердого топлива включает центрирующие и направляющие элементы. Центрирующий элемент выполнен в виде устанавливаемой в газоход корпуса консольной штанги. Направляющий элемент выполнен в виде скрепляемого с сопловым блоком вкладыша, снабженного втулкой, охватывающей консольную штангу. Изобретение позволяет упростить сборку ракетного двигателя твердого топлива. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может использоваться в качестве ракетного двигателя с вращающимся соплом. Ракетный двигатель содержит корпус и вращающееся сопло, смонтированное на корпусе на соосно разнесенных радиальных подшипниках, между которыми установлен осевой подшипник. Осевой подшипник размещен в кольцевой перегородке, выполненной в корпусе. Радиальный подшипник, наиболее отдаленный от выходной части сопла, установлен с упором одной из обойм на подвижной в осевом направлении втулке, контактирующей своим торцом с осевым подшипником. Изобретение позволяет повысить надежность ракетного двигателя за счет уменьшения момента трения при вращении сопла. 1 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 ракетной технике, а именно к технологии изготовления сопел с эластичным опорным шарниром. При сборке сопла устанавливают сопло в вертикальное положение стыковочным фланцем на жесткое основание, сжимают эластичный опорный шарнир с заданным усилием и фиксируют подвижную часть сопла с неподвижной частью стопорными устройствами. При фиксации частей сопла измеряют величину осевого поджатая эластичного опорного шарнира, а затем устанавливают внутрь подвижной части калибр с контрольным диском, по положению которого относительно стыковочного фланца определяют угол отклонения и величину радиального смещения оси подвижной части относительно оси неподвижной части. Затем производят регулировку стопорными устройствами положения оси подвижной части сопла относительно оси неподвижной части с сохранением величины осевого поджатая эластичного опорного шарнира. Изобретение позволяет повысить точность сборки сопла с эластичным опорным шарниром. 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании малогабаритного ракетного двигателя твердого топлива с поворотным соплом. Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус и поворотное сопло, часть наружной поверхности которого формирует шар, контактирующий со сферическим гнездом, выполненным в корпусе. Твердое топливо имеет температуру продуктов сгорания, не превышающую 1500°С. Поворотное сопло и часть корпуса, формирующая сферическое гнездо, выполнены из металла. Вокруг сферического гнезда выполнен патрубок, в который на резьбе установлена втулка, контактирующая с шаровой частью поворотного сопла. На наружной части поворотного сопла со стороны его среза выполнен цилиндрический участок с резьбой, посредством которой на поворотное сопло установлен элемент кинематики. Изобретение позволяет снизить размеры ракетного двигателя твердого топлива, упростить конструкцию и повысить его надежность. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. В жидкостном ракетном двигателе с регулируемым соплом, содержащем силовую раму, камеру сгорания, имеющую головку, цилиндрическую часть и регулируемое сопло с выдвижным насадком, узел подвески, обеспечивающий 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 соединены сначала трубопроводом отбора газа и трубопроводами горючего, при этом блоки сопел крена закреплены на нижнем силовом кольце, которое закреплено на выдвижном насадке. Блок сопел крена содержит два сопла крена, объединенных в один узел, при этом узел крена оборудован трехходовыми кранами газа и горючего, установленными между соплами крена и имеющими общий привод. Все сопла крена оборудованы запальным устройством. Изобретение обеспечивает повышение надежности управления вектором тяги и управление ракетой по крену. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в двигателях твердого топлива для управления вектором тяги. Сопло ракетного двигателя твердого топлива содержит неподвижную и качающуюся части с разрывом профиля в дозвуковой области проточного тракта и узел подвески качающейся части. При этом выходное отверстие неподвижной части сопла выполнено в виде эллипса, малая ось которого расположена в плоскости, перпендикулярной оси качания. Изобретение позволяет повысить надежность конструкции сопла за счет обеспечения целостности элементов, герметизирующих зазор между его неподвижной и качающейся частями. 2 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях маршевых и разгонных ступеней ракетных двигателей твердого топлива. Ракетный двигатель твердого топлива включает камеру сгорания и скрепленное с ней утопленное поворотное управляющее сопло с теплозащитным покрытием. Заряд состоит из двух частей, разделенных перегородкой, при этом большая часть заряда, расположенная между передним днищем и перегородкой, изготовлена из высокотемпературного топлива, а меньшая часть заряда, расположенная над утопленной частью сопла, изготовлена из низкотемпературного медленногорящего топлива. Меньшая часть заряда имеет профилированную поверхность, обеспечивающую близкий к постоянному расход продуктов сгорания. В одном из вариантов ракетного двигателя перегородка выполнена в виде диска с отбортовкой по центральному отверстию в нем. Внутренняя поверхность отбортовки охватывает лобовую точку сопла с обеспечением кольцевого зазора, величина которого в процессе поворота сопла остается постоянной. В другом варианте между перегородкой и соплом на входной части сопла на ребрах установлено кольцо, внутренняя поверхность которого охватывает лобовую точку сопла с зазором, размер которого остается постоянным при повороте сопла. Наружная поверхность кольца имеет сферическую форму с центром, совпадающим с центром вращения поворотного сопла, и образует совместно с перегородкой сферический шарнир. Изобретение позволяет обеспечить надежную и стабильную тепловую защиту сопла ракетного двигателя, а также снизить массу последнего. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при разработке поворотных сопел ракетных двигателей. Поворотное сопло ракетного двигателя содержит неподвижную часть, установленную на ней на эластичном опорном шарнире поворотную часть, перегородку, выполненную на неподвижной части с зазором относительно поворотной части, и теплозащитный элемент. Теплозащитный элемент выполнен в виде эластичного кольца, образованного спиральной намоткой теплостойкого материала, например, на резиновый шнур и установленного с возможностью перекатывания в углублениях, выполненных в перегородке и поворотной части сопла. Изобретение позволяет обеспечить надежную тепловую защиту эластичного опорного шарнира от продуктов сгорания топлива без существенного влияния на моментные характеристики сопла. 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. Способ управления вектором тяги жидкостного ракетного двигателя, заключающийся в установке с возможностью качания во взаимно перпендикулярных плоскостях рулевых двигателей меньшей тяги совместно с неподвижной камерой основного маршевого двигателя и последующем качании во время полета рулевых двигателей во взаимно перпендикулярных плоскостях. Рулевой двигатель помещают осесимметрично с возможностью качания во взаимно перпендикулярных плоскостях внутрь охлаждаемой оболочки камеры основного маршевого двигателя таким образом, что поток его продуктов сгорания движется попутно с потоком продуктов сгорания основного маршевого двигателя, обеспечивая при этом отклонение вектора скорости потока продуктов сгорания рулевого двигателя за счет качания его камеры в карданном подвесе. Изобретение обеспечивает увеличение удельного импульса тяги и упрощение управлением вектором тяги. 1 ил.

Изобретение относится к области поворотных сопел ракетных двигателей. Сопло содержит подвижный диффузор (20) и неподвижную часть (16), жестко прикрепленную к задней стенке камеры (12) сгорания двигателя. Карданное соединение связывает подвижный диффузор сопла с неподвижной частью, причем подвижный диффузор и неподвижная часть соприкасаются соответствующими сферическими поверхностями (24а, 16а), а приводное устройство воздействует на подвижный диффузор с целью изменения направления вектора реактивной тяги двигателя путем изменения ориентации сопла при скольжении сферических поверхностей одна по другой. Между подвижным диффузором (20) сопла и неподвижной частью (16) сопла расположены средства (62, 64) упругого возврата, воздействующие на подвижный диффузор и прижимающие его к неподвижной части с целью сохранения взаимного контакта сферических поверхностей (24а, 16а) при любой требуемой ориентации сопла. Изобретение обеспечивает прочность, надежность и непроницаемость для газов области соприкосновения поверхностей при любой используемой ориентации сопла. 10 з.п. ф-лы, 3 ил.