Ракетные двигательные установки, т.е. установки, для работы которых используется горючее и окислитель, управление этими установками: ..с использованием вспомогательных ракетных сопел – F02K 9/88

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано преимущественно в силовых блоках ракет-носителей (РН) для управления вектором тяги. Силовой блок РН с управляемым вектором тяги содержит хвостовой отсек для установки маршевого жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) и силовое кольцо. В отсеке установлен рулевой двигатель, включающий четыре рулевые камеры с возможностью их качания в двух взаимно перпендикулярных плоскостях, а на каждой рулевой камере установлен блистер, жестко соединенный с камерой в зоне узла качания и критического сечения, причем каждая рулевая камера с блистером в свою очередь подвижно установлена на траверсе, жестко закрепленной на силовом кольце, для обеспечения возможности качания каждой из них на общий угол не менее 90°. Блистер выполнен в виде части торообразной поверхности, состоящей из двух жестко соединенных между собой получаш, траверса выполнена из двух частей, жестко соединенных между собой разъемным соединением. При этом гибкие трубопроводы, подходящие к камере сгорания (КС), расположены внутри хвостового отсека вне зоны перекрытия подвижного блистера и неподвижной траверсы, проходят через ось качания КС, обеспечивающие качание КС на общий угол не менее 90°. При этом на блистере изнутри установлена теплоизоляция, а зазор между подвижным блистером и неподвижной траверсой закрыт также теплоизоляцией. Изобретение обеспечивает повышение эффективности управления вектором тяги РН, улучшает центровочные характеристики РН, обеспечивает надежную защиту хвостового отсека РН от продуктов сгорания рулевого двигателя и маршевого двигателя, облегчает сборку узла подвеса рулевой камеры, упрощает конструкцию узла качания. 4 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано преимущественно в жидкостных ракетных двигателях. В многоступенчатой ракете-носителе, содержащей центральный блок первой ступени с боковыми ракетными блоками и центральный блок второй ступени с боковыми ракетными блоками второй ступени, все блоки имеют корпус, баки окислителя и горючего внутри корпусов, и, по меньшей мере, по одному жидкостному ракетному двигателю в каждом ракетном блоке и блоки сопел крена, содержащие по два оппозитно установленных сопла крена, при этом блоки сопел крена установлены на внешней уделенной от оси ракеты-носителя поверхности корпусов боковых ракетных блоков всех ступеней. Рассмотрено четное число боковых ракетных блоков первой ступени, а блоки сопел крена первой ступени установлены на двух диаметрально противоположных боковых ракетных блоках первой ступени. Рассмотрено нечетное число боковых ракетных блоков первой ступени, а блоки сопел крена первой ступени установлены на всех боковых ракетных блоках первой ступени. Количество боковых ракетных блоков второй ступени соответствует количеству боковых ракетных блоков первой ступени. Предложен жидкостный ракетный двигатель, содержащий силовую раму, камеру сгорания с головкой, цилиндрической частью и соплом, которая закреплена на силовой раме при помощи узла подвески, обеспечивающего качание в двух плоскостях, газогенератор и турбонасосный агрегат, содержащий турбину, насос окислителя, насос горючего, газовод, соединяющий выход из турбины с головкой камеры сгорания через узел подвески, при этом 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 при помощи двух наклонных тяг. Блок сопел крена содержит два сопла, установленных оппозитно и объединенных в один узел, содержащий общий корпус, при этом пара сопел крена оборудована трехходовыми кранами газа и горючего, установленными между соплами крена и имеющими общий привод. Изобретение обеспечивает улучшения управления вектором тяги и управление ракетой по крену. 3 н. и 5 з.п. ф-лы, 16 ил.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Жидкостный ракетный двигатель с управляемым вектором тяги, содержащий силовую раму, камеру сгорания, имеющую головку, цилиндрическую часть и сопло, закрепленную на силовой раме при помощи узла подвески, приводы, прикрепленные к силовому кольцу, выполненному на камере сгорания, газогенератор и турбонасосный агрегат с турбиной, насосом окислителя, насосом горючего, газоводом, соединяющим выход из турбины с головкой камеры сгорания через узел подвески, при этом сопла крена сгруппированы в блоки попарно и смонтированы на кольцевом коллекторе, установленном в нижней части сопла, диаметр которого больше диаметра среза сопла, к кольцевому коллектору присоединен трубопровод отбора газогенераторного газа, другой конец которого соединен с газоводом, кольцевой коллектор закреплен при помощи двух шарнирных тяг к турбонасосному агрегату и двух шарнирных тяг - к демпфирующему кронштейну, установленному на трубопроводе отбора газогенераторного газа. В районе критического сечения камеры сгорания, концентрично ему и с зазором установлено дополнительное силовое кольцо, к которому через демпфирующую опору прикреплен трубопровод отбора газогенераторного газа и присоединены две шарнирные тяги, концы которых соединены с кольцевым коллектором. К каждому соплу крена подведена от насоса горючего трубка подачи горючего, причем каждая из них оборудована пуско-отсечным клапаном. Все сопла крена оборудованы запальным устройством. Блок сопел крена содержит два сопла крепа, объединенных в один узел, при этом пара сопел крена установлена оппозитно и оборудована трехходовым краном, установленным между ними, трехходовой кран снабжен приводом, соединенным с валом. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива с изменяемым в полете значением суммарного импульса тяги. Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус, заряд твердого ракетного топлива, сопло и переднюю крышку, размещенную в равном ей по радиусу отверстии переднего днища корпуса. Передняя крышка выполнена в виде поршня, установленного с возможностью продольного перемещения в отверстии переднего днища корпуса ракетного двигателя, зафиксирована относительно корпуса стопорным устройством и снабжена узлом передачи тяги. Радиус разгрузки отверстия переднего днища больше радиуса разгрузки сопла. Изобретение позволяет уменьшить габариты и массу ракетного двигателя твердого топлива, а также упростить его конструкцию и повысить надежность. 3 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретения относится к ракетной технике и может быть использовано при проектировании твердотопливных двигателей с обнулением или реверсом тяги, например противоштопорных ракет для испытаний самолетов. Ракетный двигатель с реверсом тяги содержит камеру сгорания с соосно расположенными и противоположно направленными соплами и перепускное устройство. Перепускное устройство выполнено в виде неподвижного стакана с окнами на боковой поверхности и втулки, установленной внутри стакана с возможностью осевого перемещения. Стакан и втулка зафиксированы с помощью штифта и имеют каждый два ответных уступа на контактирующих цилиндрических поверхностях, одна пара которых образует герметичную полость, которая сообщена с полостью пиропатрона, другая расположена вокруг окон. Штифт установлен в герметичной полости, а площадь его поперечного сечения определяют исходя из соотношения защищаемого настоящим изобретением. Изобретение позволяет обеспечить надежную работу двигателя как при прямой тяге, так и при ее реверсе. 1 з.п. ф-лы, 10 ил.