Ракетные двигательные установки, т.е. установки, для работы которых используется горючее и окислитель; управление этими установками – F02K 9/00

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании деталей из углерод-углеродного композиционного материала (УУКМ), работающих в условиях воздействия высокотемпературной окислительной среды на поверхности деталей ракетной техники. Установка для определения окислительной стойкости углерод-углеродного композиционного материала, в том числе с защитным покрытием, включающая камеру из огнеупорного материала для размещения образца испытуемого материала и сопло для подачи газового потока в камеру, выполненное в передней стенке установки, снабжена набором съемных передних стенок различной толщины, в которых сопло расположено под разными углами к продольной оси камеры установки, при этом камера установки размещена в металлическом корпусе с теплозащитным кожухом, причем, теплозащитный кожух и камера выполнены разъемными. Изобретение обеспечивает имитацию воздействия высокотемпературного газового потока на детали ракетной техники в условиях, приближенных к реальным, и определение окислительной стойкости УУКМ при воздействии высокотемпературного газового потока под разными углами и на различном расстоянии. 6 ил.

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения. Способ наддува топливных баков жидкостной ракетной двигательной установки, содержащей смеситель, основанный на уменьшении температуры поступающего в смеситель дозированного количества генераторного газа перед подачей на наддув, согласно изобретению, в смеситель подают дозированное количество газа с более низкой температурой и высоким значением газовой постоянной, например гелий. Способ реализован в ЖРДУ, включающей смеситель, соединенный с газогенератором и топливным баком посредством подводящих трубопроводов, в которой, согласно изобретению, смеситель соединен с помощью подводящего трубопровода с баллоном с газом с высоким значением газовой постоянной, например гелием. Изобретение обеспечивает устранение непроизводительных затрат компонентов топлива на наддув баков и увеличенного сажеобразования в линии наддува бака горючего, возникающего при балластировке восстановительного генераторного газа углеводородным горючим. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к технике, связанной с испытанием сопл, и может быть использовано при проведении модельных испытаний. Устройство содержит подводящий трубопровод, соединенный с ресивером, выполненным с возможностью разъемного соединения с испытываемым соплом в двух взаимно перпендикулярных плоскостях посредством съемных фланцевых накладок и с возможностью опирания измерительными средствами на корпус ресивера, в котором подводящий трубопровод снабжен упругой вставкой. Кроме того, ресивер снабжен отверстиями, одно из которых выполнено в его торце, а другое на его боковой поверхности, причем горловины отверстий имеют одинаковые сечения и снабжены съемными фланцевыми накладками, выполненными с возможностью крепления в них испытываемого сопла в двух взаимно перпендикулярных направлениях. При этом в качестве измерительных средств используют однокомпонентные датчики силы, закрепленные на корпусе ресивера, измерительные штанги которых размещены в трех взаимно перпендикулярных направлениях, а их концы уперты в корпус ресивера с возможностью его удержания. Технический результат заключается в повышении точности измерения и эффективности испытаний сопла, а также снижении трудоемкости изготовления и эксплуатации устройства. 4 ил.

Корпус ракетного двигателя содержит силовую оболочку, облицованную теплозащитным покрытием с раскрепляющими эластичными манжетами. В месте соединения манжеты и теплозащитного покрытия выполнена кольцевая полость, образованная разнесенными эквидистантно кольцевыми поясками, сопряженными со стороны внешних кромок по дуге и снабженными со стороны внутренних кромок коническими участками. В кольцевой полости расположены скрепленные между собой слои упругоэластичного тканого материала, эквидистантно повторяющие противолежащую часть поверхности полости. Слои тканого материала выполнены переменной, нарастающей от внутреннего к наружному, поперечной длины, в основном с конгруэнтным расположением обращенных друг к другу поверхностей соседних слоев или частей одного слоя. Наружный слой тканого материала скреплен по наружной поверхности с манжетой и теплозащитным покрытием. В другом варианте корпуса дополнительный слой упругоэластичного материала расположен в массиве материалов манжеты и теплозащитного покрытия. При изготовлении корпуса ракетного двигателя на форме выкладывают из листового материала манжету и, вне манжеты, частично, теплозащитное покрытие. Собирают продольный пакет из лент упругоэластичного тканого материала с последовательно увеличивающейся шириной по толщине пакета. С широкой стороны пакета укладывают ленту из резиноподобного материала. Подпрессовывают пакет при повышенной температуре до внедрения резиноподобного материала в структуру прилегающей ткани. Пакет укладывают на форме по окружности границы манжеты слоем резиноподобного материала к форме и сшивают между собой торцевые части слоев пакета. Затем перегибают половину пакета от большего радиуса к меньшему до соприкосновения двух половин между собой и выкладывают оставшиеся части теплозащитного покрытия. Вулканизируют теплозащитное покрытие с манжетой и наматывают силовую оболочку из полимерного композитного материала. В другом варианте способа изготовления корпуса с широкой стороны пакета из лент тканого материала дополнительно укладывают набор лент из тканого и резиноподобного материалов, последним наружу. Группа изобретений позволяет повысить надежность ракетного двигателя твердого топлива за счет равномерного распределения напряжений в соединении манжеты с теплозащитным покрытием. 4 н.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, а конкретно к кислородно-керосиновым жидкостным ракетным двигателям (ЖРД) замкнутой или открытой схем. Способ повышения энергетических характеристик жидкостного ракетного двигателя, работающего на компонентах топлива жидкий кислород и углеводородное горючее, причем в качестве углеводородного горючего применяют керосин с жидкой присадкой, представляющей собой раствор высокомолекулярного полиизобутилена (ПИБ) со средневязкостной молекулярной массой от 3,1·10⁶ до 4,9·10⁶ в керосине в количестве, обеспечивающем концентрацию полиизобутилена в керосине от 0,015% до 0,095% от массы керосина, и осуществляют подрезку крыльчатки насоса горючего турбонасосного агрегата двигателя, при этом наружный диаметр крыльчатки D₂ определяют по формуле

D₁ - наружный диаметр рабочего колеса штатного насоса горючего;

A - относительное увеличение напора насоса горючего при работе с ПИБ;

B - относительное уменьшение гидросопротивления тракта регенеративного охлаждения камеры из-за влияния ПИБ;

- отношение гидросопротивления тракта регенеративного охлаждения к напору насоса подачи компонента без ПИБ,

чтобы значение массового соотношения компонентов (Km) при работе двигателя на номинальном и форсированном режимах с использованием керосина с жидкой присадкой ПИБ оставалось равным значению Km при работе на чистом керосине.

Изобретение обеспечивает повышение энергетических характеристик ЖРД. 2 ил., 3 табл.

При воспламенении заряда твердого топлива зажигают воспламенительный состав, перемещают его продукты сгорания вдоль поверхности заряда, нагревают последнюю и воспламеняют. Зажжение воспламенительного состава осуществляют по частям, в несколько приемов, используя продукты сгорания уже горящей части воспламенительного состава для перемещения и распределения незажженного воспламенительного состава по свободному объему. У поверхности заряда продукты сгорания воспламенительного состава ускоряют и создают область с турбулентным режимом течения. Другое изобретение группы относится к ракетному двигателю, содержащему камеру сгорания, заряд с небронированным сопловым торцом и воспламенитель, размещенный в полости, образованной небронированным сопловым торцом заряда и углублением в сопловом дне напротив электрозапала. Воспламенитель выполнен в виде нескольких пакетов из сгораемого материала с помещенным внутрь воспламенительным составом, размещенных один над другим, и зафиксирован в полости рассекателем. Рассекатель выполнен из эластичного материала и установлен между небронированным сопловым торцом заряда и сопловым дном напротив электрозапала. Полость выполнена сообщающейся с предсопловым объемом кольцевым газоводом, выполненным по внешнему диаметру соплового днища. Группа изобретений позволяет повысить надежность воспламенения зарядов торцевого горения. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к двигателестроению, в частности к жидкостным ракетным двигателям малой тяги (ЖРДМТ). В ЖРДМТ на двухкомпонентном топливе, содержащем неохлаждаемую камеру сгорания, смесительную головку с внутренним днищем, осевой центробежной форсункой, периферийным поясом струйных форсунок и кольцевым коническим дефлектором между ними, в соответствии с изобретением срез центробежной форсунки углублен от выходной кромки образующей поверхности дефлектора в сторону периферийного пояса струйных форсунок, при этом коническая поверхность дефлектора в своей корневой части плавно переходит в цилиндрическую поверхность, соосную с дефлектором, и плавно переходит в обратный конус, острая кромка образующей которого ограничена цилиндрической поверхностью диаметром, меньшим диаметра расположения периферийного пояса струйных форсунок. Изобретение обеспечивает повышение стабильности работы ЖРДМТ и, следовательно, улучшение его параметров, а также уменьшение его габаритов и массы, что в свою очередь улучшает эффективность жидкофазного смешения компонентов топлива, а следовательно и его параметры. 3 ил.

Устройство управления вектором тяги реактивного двигателя (РД) включает истекающий из камеры сгорания топлива поток плазмы вдоль сопла Лаваля, продольные парные электромагниты управления, установленные на внешней поверхности расширяющейся части сопла, МГД-генератор электрического тока, установленный в самом узком (критическом) сечении сопла, стабилизатор и выпрямитель электрического тока, и система управления летательного аппарата (ЛА), управляющая электромагнитами. Управление вектором тяги РД достигается отклонением относительно оси симметрии сопла истекающего из камеры сгорания потока плазмы вследствие изменения напряженности электромагнитного поля, которое создается электромагнитами управления. Поток плазмы, как известно, состоит из положительно заряженных ионов и электронов. При этом масса ионов на несколько порядков превышает массу электронов. Вследствие этого направление вектора тяги определяется направлением движения потока ионов. Использование устройства и его составляющих частей позволит значительно упростить конструкцию ЛА вследствие замены управляющих сопел стационарными, а также исключить рулевой привод, бортовые источники питания рулевого привода и тем самым значительно уменьшить вес и увеличить надежность работы РД и, как следствие, в целом летательного аппарата. 3 з.п. ф-лы,2 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. В устройстве для лазерного зажигания газогенератора жидкостного ракетного двигателя, содержащего зоны сжигания и смешения компонентов топлива, содержащем источник электроэнергии, блок накачки с оптическим волокном, по меньшей мере, одну лазерную свечу зажигания с фокусирующей линзой, установленную на форсуночной плите камеры сгорания, имеющей внутреннюю и внешнюю стенки, отличающемся тем, что лазерная свеча зажигания установлена на периферии форсуночной плиты под углом к оси камеры сгорания и выполнена в виде пустотелого стакана, установленного снаружи газогенератора, соединенного металлической втулкой с внутренней полостью газогенератора, внутри стакана установлен, по меньшей мере, один микрочип-лазер, соединенный вакуумной трубкой с фокусирующей линзой на торце, загерметизированной относительно металлической втулки. Угол установки лазерной свечи к огневому днищу составляет от 60 до 80 градусов. Фокусировка лазера может быть выполнена в зоне сжигания компонентов топлива. Внутри каждого стакана установлено средство демпфирования. Средство демпфирования выполнено из материала, имеющего высокую теплопроводность. В качестве средства демпфирования может быть применена металлорезина. Внутри каждого стакана установлен аккумулятор тепла. Аккумулятор тепла выполнен в виде контейнера цилиндрической формы с центральным отверстием, полость которого полностью или частично заполнена теплоаккумулирующим материалом, и установлен концентрично оси стакана. В качестве теплоаккумулирующего материала применен тригидрат ацетата натрия. Фокусирующая линза установлена внутри металлической втулки и углублена в нее относительно внутренней поверхности внутренней стенки огневого днища газогенератора. Величина углубления фокусирующей линзы выполнена такой, что фокусирующая линза установлена внутри стакана, например около его днища. Изобретение обеспечивает повышение надежности устройства зажигания. 10 з.п. ф-лы, 17 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к конструкциям крупногабаритных ракетных двигателей на твердом топливе. Ракетный двигатель содержит корпус с днищами и скрепленный с корпусом канальный заряд твердого топлива с кольцевой поперечной щелью. В кольцевой щели и канале размещены не извлекаемые перфорированные пустотелые формообразующие элементы из быстросгораемого материала, заполненные топливом. Топливо, размещенное в формообразующем элементе, и основной заряд скреплены с помощью размещенных в них и проходящих через стенки формообразующего элемента эластичных сгораемых крепежных элементов, покрытых клеящим составом. Поперечный размер отверстий перфораций в формообразующих элементах больше свода горения топлива, заполняющего формообразующий элемент. Поверхность формообразующих элементов покрыта герметизирующим покрытием. Изобретение позволяет повысить коэффициент заполнения корпуса топливом. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области ракетных двигателей твердого топлива со стабилизацией тяги в условиях различных начальных температур окружающей среды и разброса параметров топлива. Сопловой блок ракетного двигателя твердого топлива содержит центральное тело и подвижное сопло, установленное в телескопической направляющей. Подвижное сопло жестко соединено с поршнем, расположенным в закрепленном на корпусе цилиндре и разделяющим цилиндр на переднюю и заднюю по ходу движения ракеты рабочие полости. Подвижное сопло и цилиндр соединены механическими пружинами. Рабочие полости соединены с камерой горения двигателя и сообщены с окружающей средой. Канал, соединяющий рабочие полости с камерой сгорания, выполнен в горловине сопла и имеет дроссельные отверстия. С окружающей средой рабочие полости сообщены через дроссели переменного сечения, причем каждый из дросселей переменного сечения передней и задней рабочих полостей выполнен в виде щели на стенке цилиндра и частично перекрыт поршнем. Изобретение позволяет уменьшить массогабаритные показатели соплового блока. 1 ил.

Изобретение относится к области машиностроения, в частности, к изготовлению теплозащитных покрытий камер сгорания ракетных двигателей твердого топлива, имеющих металлические фланцы. При образовании теплозащитного покрытия формируют на оправках теплозащитное покрытие, соединяют с ним металлический фланец и осуществляют вулканизацию. В подфланцевой зоне после нанесения второго и перед нанесением двух последних слоев теплозащитного материала на его поверхности равномерно размещают продольные и поперечные сегменты предварительно «натренированной» идентично кривизне фланца нитиноловой проволоки диаметром 0,2-0,3 мм. Затем выкладывают другие слои теплозащитного покрытия с последующей вулканизацией образованного пакета. Изобретение позволяет повысить надежность теплозащитного покрытия. 2 ил.

Изобретение относится к области машиностроения, а именно к способам нанесения эластичного покрытия, например теплозащитного, на внутреннюю поверхность корпуса. При нанесении эластичного покрытия на внутреннюю поверхность корпуса, изготавливают эластичную оболочку на оправке и проводят вакуумирование полости между оболочкой и поверхностью оправки, причем площадь поверхности оправки соответствует площади внутренней поверхности корпуса. Подготавливают наружную поверхность оболочки к вклейке, устанавливают ее внутрь корпуса и вакуумируют полость между внутренней поверхностью корпуса и эластичной оболочкой. Одновременно с вакуумированием создают давление в полости между поверхностью оправки и оболочкой. Изобретение позволяет повысить качество покрытия по всей площади внутренней поверхности корпуса. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в жидкостных ракетных двигателях для монтажа 4 камер, ТНА, других агрегатов в единую двигательную установку и передачи создаваемой ею тяги на корпус ракеты. Рама четырехкамерного жидкостного ракетного двигателя содержит привалочный и нижний шпангоуты, стойки, опоры, бобышки с установочными отверстиями, бобышки для крепления двигателя к изделию, косынки коробчатого сечения, при этом она выполнена в виде цельносварной пространственной фермы, геометрические оси стоек которой, соединяющих привалочный и нижний шпангоуты, пересекаются в одной точке с опорными бобышками и опорами, образуя треугольники, а соединения стоек с опорными бобышками и опорами произведено при помощи пластин и ребер, на опорах нижнего шпангоута при помощи болтов и гаек закреплены траверсы с подшипниками для установки камер, опора со стороны малой траверсы снабжена приваренной к ней пластиной с платиками под установку пиротехнического и технологического фиксаторов, а на периферии рамы установлены устройства крепления рулевых приводов, кроме того, в опорах рамы просверлены несквозные отверстия для установки стапельного оборудования, на нижнем шпангоуте в месте установки большой траверсы выполнены две опоры с пространственным промежутком, со стороны малой траверсы в косынках коробчатого сечения между стойками и привалочным шпангоутом, а также в опоре под малую траверсу выполнены отверстия для установки технологического такелажного оборудования, при этом установочные отверстия в опорных бобышках выполнены с классными поверхностями под установку шпилек, на торцах опорных бобышек, контактирующих с гайками крепления рамы к изделию, имеются несквозные отверстия для лапы стопорной шайбы, а в юбках опор просверлены сквозные контровочные отверстия, кроме того, в стенках с нижней стороны стоек просверлены отверстия, через которые часть внутренней полости стоек заполнена пеной, опорные бобышки привалочного шпангоута и опоры нижнего шпангоута рамы механически обработаны с обеспечением их параллельности. Изобретение обеспечивает повышение жесткости конструкции рамы, расширение ее функциональных возможностей, а именно обеспечение качания камер в одной плоскости и фиксации их в нулевом положении, снижение массы конструкции рамы. 5 з.п. ф-лы, 17 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в газогидравлических магистралях жидкостных ракетных двигателей. В способе установки геометрической оси камер жидкостного ракетного двигателя в номинальном положении, основанном на исключении влияния технологических отклонений при изготовлении агрегатов, деталей и сборочных единиц, а также усадки материала в сварных швах стыков газовых магистралей между турбонасосным агрегатом и головками камер на угловое отклонение геометрических осей камер от номинального положения, согласно изобретению измерение фактических параметров замыкающего компенсирующего устройства, его изготовление, подгонка и сварка выполняются на заключительной стадии сборки магистралей после выполнения всех сварных швов стыкуемых агрегатов деталей и сборочных единиц. Способ реализуется компенсирующим замыкающим устройством газовых магистралей, содержащим компенсационную втулку с проточками по ее стыкам для установки подкладных колец, в котором согласно изобретению проточки для установки подкладных колец выполнены длиной, равной длине подкладных колец, а над проточками просверлены сквозные отверстия, в которых установлены фиксаторы для перемещения подкладных колец в зону сварных швов стыков деталей и сборочных единиц; проточки в фиксаторах под отвертку развернуты перпендикулярно плоскости проекции скоса; фиксаторы установлены по периметру через углы, равные 120°; в отверстиях компенсационной втулки и головках фиксаторов выполнены фаски для исключения непроваров корня сварных швов. Изобретение обеспечивает повышение точности ее установки и снижение потерь вектора тяги работающего в полете или на стенде двигателя. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 12 ил.

Изобретение относится к ракетным двигателям, а именно к ракетным двигателям с комбинированными зарядами. Ракетный двигатель включает корпус, заряд, состоящий из твердого и пастообразного топлива, а также заглушек, удерживающих пастообразное топливо от вытекания. В заряде твердого топлива выполнены продольные и поперечные глухие каналы, частично покрытые клеящим составом и выходящие на поверхность твердотопливного заряда. Глухие каналы заполнены пастообразным топливом и заглушены со стороны твердотопливного заряда заглушками из быстро сгораемого материала. Изобретение позволяет повысить коэффициент заполнения корпуса топливом и обеспечить сохранение зарядом своей формы под действием эксплуатационных и полетных нагрузок. 6 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано при изготовлении оболочек корпусов из композиционных материалов, требующих по условиям эксплуатации нанесения на поверхность оболочек влагозащитных покрытий с антистатическими свойствами. Для защиты от влаги корпуса из композиционного материала на него наносят наружное влагозащитное покрытие с антистатическими свойствами. Влагозащитное покрытие формируют из 2-х слоев эмали на основе хлорсульфированного полиэтилена с добавкой комбинированного протекторного наполнителя в количестве 30 мас.ч. на 100 мас.ч. эмали. В качестве комбинированного протекторного наполнителя используют ультрадисперсный цинк пластинчатой и сферической формы при соотношении 1:1. Затем наносят 1-2 слоя эмали на основе хлорсульфированного полиэтилена с токопроводящим наполнителем, например эмали марки ХП-5237. Изобретение позволяет повысить надежность влагозащитного покрытия с антистатическими свойствами за счет снижения трещинообразования. 2 ил., 1 табл.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при создании форсуночных головок камер сгорания жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Форсуночная головка камеры сгорания ЖРД содержит корпус и огневое днище с установленными в них форсунками, имеющими центральный профилированный и тангенциальный каналы, соединяющими полости компонентов с полостью камеры сгорания, при этом торец выходного сечения расширяющейся части центрального канала форсунки расположен перед отверстиями тангенциального канала форсунки, а уступ h между центральным и тангенциальным каналами составляет не более 20% d, где d - диаметр тангенциального канала форсунки. Изобретение обеспечивает повышение экономичности работы камеры сгорания и повышения удельного импульса тяги. 2 ил.

Конический ракетный двигатель бессоплового бескорпусного типа содержит шашку твердого топлива с одним или несколькими каналами на всю длину шашки, заполненными более быстро горящим топливом, чем основное топливо, или же шашка имеет несколько параллельных каналов, причем часть из них обрываются от поверхности шашки на расстоянии, равном или большем половине расстояния между соседними каналами. В случае если каналов в шашке несколько, они расположены в шашке параллельно или в направлении вершины конуса. В другом варианте выполнения ракетного двигателя по всей длине или в задней части шашки каналы на периферии выполняют наклонными, причем скорость горения лидер-топлива, либо лидер-топлива и основного топлива уменьшается. В задней части двигателя выполнено центральное конусное углубление, на котором выполняется еще несколько конусных углублений со своими лидер-зарядами, обрывающимися на заданном расстоянии от заднего конца двигателя. Кроме того, в передней части двигателя с одним центральным каналом может быть выполнено еще несколько параллельных или сходящихся каналов, заполненных более быстро горящим топливом, чем основное топливо, причем соотношение длины отдельного периферийного канала и скорости горения в нем таково, что заряды во всех каналах сгорают у переднего торца двигателя одновременно, и скорости горения топлива во всех каналах таковы, что газопроизводительность двигателя на единицу площади среза сопла остается постоянной. В других вариантах выполнения передняя боковая часть двигателя выполнена в виде одного или нескольких конусных слоев и сделана из основного топлива с большей скоростью горения, а изначально выполненная на заднем торце двигателя коническая выемка занимает не всю поверхность заднего торца. Кроме того, скорость горения основного топлива может непрерывно или слоями уменьшаться на периферии. При вертикальном старте конического ракетного двигателя задним торцом, имеющим на части своей поверхности коническую выемку, двигатель устанавливают на горизонтальную поверхность, имеющую эластичное покрытие и отверстие в центре. До старта двигатель удерживается в вертикальном положении эластичными присосками, расположенными по его внешней поверхности. Группа изобретений позволяет исключить необходимость разделения двигателя на ступени за счет отсутствия корпуса и сопла, а также обеспечить изменение тяги при работе двигателя. 11 н. и 9 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к ракетным двигателям на твердом топливе и предназначено для применения при проектировании, отработке и изготовлении крупногабаритных ракетных двигателей на твердом топливе. Ракетный двигатель включает корпус с передним и задним днищами, а также скрепленный с корпусом по цилиндрической части канальный заряд с раскреплением манжетами на торцах. Фланец горловины переднего днища скреплен с кольцевым выступом перфорированного стакана, выполненного в виде полого цилиндра из сгораемого материала и размещаемого соосно в канале заряда с обеспечением раскрепления от него без зазора. Стакан выполнен длиной не менее осевого расстояния от фланца горловины переднего днища до половины проекции раскрепленной части переднего торца на ось канала заряда. Толщина стенки стакана выполнена уменьшающейся в сторону заднего днища. Перфорация стакана представляет собой щелевые прорези, размещенные вдоль его образующей на поверхности, обращенной к заряду, и круговые отверстия, выполненные на уровне заманжетного зазора, выходящего на канал заряда. Изобретение позволяет уменьшить уровень отрывных контактных напряжений в топливе в районе краевых зон скрепления заряда с корпусом. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для использования в ракетных двигателях твердого топлива реактивных снарядов систем залпового огня. Герметизирующее-пусковое устройство ракетного двигателя содержит тарель, форсажную трубку, узел крепления и опору. Опора выполнена в виде усеченного конуса с конической частью, прилегающей по торцу к дозвуковой части сопла под углом 80 100 градусов, и плоской частью наружным диаметром 0,2 0,3 максимального диаметра опоры. Между опорой и узлом крепления на форсажной трубке размещена цилиндрическая втулка с максимальным наружным диаметром 0,6 0,8 наружного диаметра плоской части опоры. На конической части опоры выполнены 3 8 симметрично расположенных паза с длиной и шириной 0,03 0,15 максимального диаметра опоры. Изобретение позволяет снизить разброс внутрибаллистических параметров ракетного двигателя в период выхода на режим. 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при изготовлении ракетных установок с четырехкамерным жидкостным ракетным двигателем. Жидкостный ракетный двигатель, включающий четыре камеры, закрепленные на раме, прикрепленный к раме турбонасосный агрегат, имеющий турбину, насосы окислителя и горючего, тепловую защиту, трубопроводы подачи окислителя и горючего в газогенератор и камеры двигателя, согласно изобретению, содержит раму, выполненную в виде цельносварной пространственной фермы, состоящей из привалочного и нижнего шпангоутов, соединенных между собой стержнями, при этом к нижнему шпангоуту прикреплены траверсы с подшипниками, в которые вставлены цапфы камер для их поворота вокруг оси качания, кроме того, двигатель содержит четыре изогнутых магистрали подачи окислительного газа, единый концевой коллектор которых соединен с выходом турбины, а восемь других колен - с соответствующими головками камер, причем в магистралях перпендикулярно оси качания камер расположены блоки гибких трубопроводов с сильфонами, одним стыком соединенные с неподвижной частью магистрали, а другим - с ее подвижной частью, входящей в качающийся в одной плоскости блок камеры. Изобретение обеспечивает повышение эффективности управления вектором тяги, увеличение удельного импульса тяги, улучшение силовой конструкции двигателя. 11 з.п. ф-лы, 28 ил.

Изобретение относится к испытательной технике и, в частности, к испытаниям камер сгорания и газогенераторов жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) с целью оценки высокочастотной устойчивости процесса горения. Генератор содержит корпус с подсоединительным патрубком и форкамерой, в котором размещена втулка из диэлектрика, в которой размещены электроды. При этом один из электродов установлен по оси форкамеры и является общим, а остальные электроды расположены по окружности с одинаковым зазором между собой. Причем осевой электрод соединен с остальными электродами, размещенными по окружности, металлическими проволочками диаметром 0,02 0,5 мм. Другие концы электродов предназначены для подключения к источнику высокого напряжения, а концы электродов, размещенных внутри форкамеры, выполнены с утолщением, причем к форкамере подсоединен штуцер для подачи азота продувки. При размещении по окружности четного числа электродов на конце осевого электрода в радиальном направлении к электродам, расположенным по окружности, могут быть выполнены сквозные радиальные пересекающиеся каналы, в которых размещены металлические проволочки. При этом концы каждой из них соединены с соответствующей парой противолежащих электродов, расположенных по окружности, причем в торце осевого электрода выполнено глухое отверстие с резьбой, пересекающее сквозные радиальные каналы, в котором установлен винт, прижимающий металлические проволочки к внутренним кромкам сквозных каналов осевого электрода. Изобретение обеспечивает создание нескольких импульсов во время одного испытания камер сгорания и газогенераторов ЖРД на устойчивость при высокой стабильности величины импульса. 4 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к пневмогидравлической системе подачи компонентов топлива реактивной двигательной установки космического аппарата. Топливный бак содержит герметичный корпус, выполненный из двух полусфер с входным и выходным штуцерами и элементами внешнего крепления. Внутри корпуса расположена и герметично соединена с ним по периметру металлическая диафрагма. Ее толщина наибольшая в экваториальной части и плавно уменьшается к полюсной части. При этом диафрагма в экваториальной части (6) выполнена в форме усеченного конуса, в средней части (7) - в форме торовой поверхности, а в полюсной части (8) - в форме сегмента сферической поверхности. Конечное (после перекладки) положение диафрагмы на чертеже показано внешним пунктиром. Техническим результатом изобретения является повышение эксплуатационных качеств металлической мембраны за счет уменьшения нагрузок и деформаций мембраны в местах ее крепления к корпусу бака. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), применяемых в ракетной технике, и также может быть использовано в агрегатах промышленной энергетики. Смесительная головка камеры ЖРД содержит корпус, блок подачи окислителя, блок подачи горючего, форсунки, установленные в смесительной головке по концентрическим окружностям и состоящие из нескольких коаксиально установленных втулок, образующих кольцевые полости для подачи газообразного горючего и жидкого окислителя. На каждой внутренней втулке выполнен кольцевой выступ, в котором выполнены перпендикулярные оси форсунки пазы для подачи горючего внутрь кольцевой полости горючего и параллельные пазы для подачи окислителя в кольцевую полость окислителя. Кольцевые полости подачи компонентов топлива со стороны полости камеры сгорания закрыты проставками, в которых выполнены отверстия для подачи компонентов, при этом все втулки, со стороны, противоположной зоне горения, установлены вплотную друг к другу. Изобретение обеспечивает повышение полноты сгорания различных видов топлив при меньшем количестве смесительных элементов на форсуночной головке. 1 ил.

Ракетный двигатель включает жидкое или твердое ракетное топливо, в котором окислитель и/или горючее содержит связанный азот, а также мелкодисперсный или связанный бор, причем количество атомов бора и азота 1:1 с отклонением ±20%. Ракетное топливо имеет избыток горючего по отношению к окислителю. Изобретение позволяет повысить тепловыделение топлива. 8 з.п. ф-лы.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД), в частности к многокамерным ракетным двигателям. Жидкостный ракетный двигатель, включающий камеры (не менее двух) с трактами регенеративного охлаждения и смесительные головки; турбонасосную систему питания (ТНА) газогенераторов и камер двигателя; систему управления и регулирования, имеющую пускоотсечные клапаны, регулятор тяги и дроссель соотношения компонентов топлива, согласно изобретению турбонасосная система питания двигателя содержит два турбонасосных агрегата, питаемых двумя автономными окислительными газогенераторами, при этом первый и второй ТНА имеют одинаковую мощность и включают соосно установленные и последовательно расположенные на одном валу насос горючего, насос окислителя и газовую турбину, причем насос горючего второго ТНА выполнен двухступенчатым, кроме того, выходы из насосов горючего и окислителя первого ТНА соединены трубопроводами со входами насосов горючего и окислителя второго ТНА, насос окислителя второго ТНА соединен со смесительными головками указанных газогенераторов через трубопроводы, в которых установлены пускоотсечные клапаны, а выход из первой ступени насоса горючего второго ТНА соединен со смесительными головками камер двигателя через дроссель соотношения компонентов топлива, пускоотсечные клапаны, трубопроводы и тракты регенеративного охлаждения камер, а выход из второй ступени насоса горючего второго ТНА соединен со смесительными головками газогенераторов через трубопровод и регулятор тяги. Изобретение обеспечивает снижение динамических нагрузок на ТНА с одновременным увеличением тяги. 1 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для креплений разделительных устройств блоков ступеней ракет-носителей, устанавливаемых на теплозащитах двигателей. Устройство крепления теплозащиты к раме двигателя содержит шпангоут с хомутом и четырьмя дополнительными резьбовыми бобышками с резьбовыми проушинами, дугу с четырьмя дополнительными резьбовыми бобышками с резьбовыми проушинами и ушками, растяжки, проушины, бобышки, крепежные элементы, контргайки, прижим. На хомуте закреплена упорная пластина с болтом, на резьбовой части ушка установлена и законтрена шплинтом резьбовая втулка для монтажа дополнительных растяжек. Изобретение позволяет повысить жёсткость крепления теплозащиты к раме двигателя. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 14 ил.

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 области ракетной техники и может быть использовано при разработке и изготовлении сопел камер сгорания жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Способ изготовления сопла камеры сгорания ЖРД, включающий изготовление наружной и внутренней оболочек, сборку оболочек, пайку, выполнение перепускных отверстий охладителя в одном или нескольких подколлекторных кольцах, сварку одного или нескольких коллекторов с подколлекторными кольцами, согласно изобретению пайку сопла камеры сгорания осуществляют до выполнения перепускных отверстий охладителя в подколлекторных кольцах или при выполнении перепускных отверстий охладителя не на всю толщину стенки подколлекторных колец, затем после пайки в подколлекторных кольцах выполняют перепускные отверстия охладителя на всю толщину стенки подколлекторных колец и приваривают коллекторы с наконечниками к соплу, причем отверстия выполняют механическим или электроэрозионным сверлением. Изобретение обеспечивает повышение качества паяного соединения, а также исключает засорение перепускных отверстий в подколлекторном кольце и пазов охлаждающего тракта. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.