Ракетные двигательные установки, т.е. установки, для работы которых используется горючее и окислитель, управление этими установками: ...с использованием насосов – F02K 9/46

Изобретение относится к ракетному двигателестроению. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру двигателя, турбину, топливный насос и предвключенный по отношению к нему струйный преднасос, согласно изобретению сопло впрыска струйного преднасоса сообщено со входом, или выходом из турбины, или с трактом охлаждения камеры. Изобретение обеспечивает повышение эффективности струйных преднасосов. 3 ил.

Изобретение относится к устройству моторизации насоса (2), обеспечивающего питание ракетного двигателя космического летательного аппарата, отличающемуся тем, что оно содержит инерционное колесо (1) и средство передачи вращения от инерционного колеса к насосу. Оно содержит, в предпочтительном варианте рассматриваемого изобретения, средства измерения скорости вращения колеса и средства (21) расцепления колеса (1) и насоса (2) при скорости вращения, меньшей заданной скорости, меньшей номинальной скорости вращения колеса. Настоящее изобретение распространяется, в частности, на космический самолет, содержащий ракетный двигатель, система питания которого включает в себя, по меньшей мере, один насос, приводимый в действие устройством, соответствующим настоящему изобретению, а также средства включения в работу указанного устройства, когда самолет находится в полете. Изобретение обеспечивает упрощение конструкции привода насоса, повышение его надежности и уменьшении веса. 4 н. и 14 з.п. ф-лы, 13 ил.

Изобретение относится к области привода ракетного двигателя. Приводное устройство насоса (2) ракетного двигателя (16) космического летательного аппарата, которое включает в себя двигатель внутреннего сгорания (1a, 1b) аэробного типа, работающий на смеси окислителя топлива, топлива типа воздуха, углеводорода и питание которого окислителем топлива и топливом осуществляется с помощью баков и контура, отделенных от баков (3) проперголей для ракетного двигателя (16). Изобретение может применяться в устройстве питания ракетного двигателя, которое содержит, по крайней мере, два насоса, каждый из которых оборудован устройством, согласно изобретению, и средства управления (8, 9) двигателями внутреннего сгорания привода насосов, адаптированные для независимого изменения рабочих параметров этих двигателей с тем, чтобы регулировать также независимо скорости вращения насосов. Изобретение обеспечивает повышение надежности привода для насосов эрголей, запуск в полете и многократное использование на силовых установках. 3 н. и 11 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к конструкции насосных агрегатов жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) и может быть использовано в авиационной и ракетной технике. Корпус редуктора 8 снабжен кожухом 15, охватывающим корпус редуктора и образующим с ним периферийную полость 16, в корпусе редуктора 8 выполнены отверстия 17 для выхода охлаждающей жидкости из внутренней полости редуктора 9 в периферийную полость 16, а сливной трубопровод 12 для удаления охлаждающей жидкости из полости 9 редуктора подсоединен своими концами к кожуху 15 редуктора и входному патрубку 18 бустерного насоса 1, гидравлически сообщая периферийную полость 16 редуктора и полость 19 входного патрубка 18 бустерного насоса. Такая организация охлаждения этого агрегата позволяет ему работать в режиме редуктора, а не в режиме шестеренчатого насоса при минимальном подогреве перекачиваемой жидкости. Как следствие этого повышается КПД редуктора, не изменяется всасывающая способность основного центробежного насоса и упрощается конструкция насосного агрегата за счет исключения из его состава откачивающего насоса. Изобретение обеспечивает повышение кавитационной устойчивости основного центробежного насоса, повышения КПД редуктора, а также упрощения конструкции насосного агрегата. 3 ил.

Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано при создании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Предложен способ экспериментального подтверждения амплитудно-фазовых частотных характеристик жидкостного ракетного двигателя, основанный на измерении откликов параметров двигателя на возмущающее воздействие и сравнении измеренных откликов, согласно изобретению возмущающее воздействие формируют путем образования скачков давления или расходов компонентов топлива, по крайней мере, в одной из магистралей двигателя после выхода на штатный режим работы путем уменьшения проходного сечения, при этом скачок вызывает затухающие собственные колебания систем, элементов и двигателя в целом, переходные процессы параметров двигателя фиксируются системой измерений, а сравнение откликов осуществляют с откликами переходных процессов для возмущающего воздействия. Скачок давления формируют на входе или на выходе из насоса окислителя или горючего. Скачок расхода формируют в магистрали подачи горючего или окислителя в газогенератор. Скачок расхода формируют в линии подачи газа на турбину турбонасосного агрегата. Предложены варианты жидкостных ракетных двигателей, для осуществления способа в которых в первом варианте на входе или на выходе из насоса окислителя или горючего установлен клапан-дроссель, время срабатывания которого меньше периода колебаний в гидравлической системе. Во втором варианте в двигателе установлена, по крайней мере, одна магистраль перепуска компонентов топлива на входе в газогенератор, в которой установлен клапан-дроссель, время срабатывания которого меньше периода колебаний в гидравлической системе. В третьем варианте в двигателе установлена магистраль перепуска газа вокруг турбины турбонасосного агрегата с клапаном-дросселем, время срабатывания которого меньше периода колебаний в гидравлической системе. Изобретение обеспечивает снижение затрат, повышение точности и надежности определения аплитудно-фазовых частотных характеристик жидкостных ракетных двигателей. 4 н. и 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к многоступенчатой ракете-носителю, к способу его запуска, а также к жидкостным ракетным двигателям, работающим на трех компонентах. Многоступенчатая ракета-носитель содержит соединенные по параллельной схеме ракетные блоки первой и второй ступеней ракеты-носителя с баками окислителя и горючего. В блоке второй ступени установлен бак второго горючего, двигатели второй ступени выполнены содержащими камеру сгорания и турбонасосный агрегат, установленный параллельно оси камеры сгорания или под углом к ней. В состав турбонасосного агрегата входят турбина, трехкомпонентный газогенератор, насос окислителя, насос второго горючего, дополнительный насос второго горючего, насос первого горючего и дополнительный насос первого горючего. Насос второго горючего установлен непосредственно под насосом окислителя. Выход из трехкомпонентного газогенератора соединен через газовод с камерой сгорания. Ракетный двигатель содержит камеру сгорания с реактивным соплом, имеющим систему регенеративного охлаждения, газогенератор, турбонасосный агрегат, содержащий турбину, газогенератор, насос окислителя и насосы горючего. Турбонасосный агрегат содержит два насоса горючего и два дополнительных насоса горючего, которые предназначены для последовательной во времени работы на первом и втором горючем, без смены окислителя. Насос второго горючего и дополнительный насос второго горючего установлены непосредственно под насосом окислителя и соединены через пускоотсечные клапаны с газогенератором. Способ запуска включает одновременный запуск двигателей первой и второй ступеней, работающих на окислители и первом горючем, выключение двигателей первой ступени и сброс блоков первой ступени. После сброса ракетных блоков первой ступени каждый двигатель второй ступени переводят на питание вторым горючим. Достигается повышение надежности топливоподачи и улучшение энергетических характеристик. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано при создании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), работающих по безгенераторной схеме. В жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру, турбонасосный агрегат подачи компонентов топлива (горючего и окислителя) в смесительную головку камеры сгорания, агрегаты управления и регулирования, трубопроводы, согласно изобретению по первому варианту дополнительно снабжен турбонасосным агрегатом подачи третьего вспомогательного компонента, выходная полость насоса которого соединена с трактом охлаждения камеры, выход из охлаждающего тракта соединен с лопаточной полостью турбин вспомогательного и основного ТНА и через специальные сопла, например рулевые, - с окружающей средой или сверхзвуковой частью сопла для создания дополнительной тяги. По второму варианту рабочее тело вспомогательного компонента направляется в полость смесительной головки камеры сгорания. По третьему варианту дотурбинная часть вспомогательного компонента после выхода из тракта охлаждения камеры соединена через дроссель с камерой сгорания, а другая часть направляется через сопла, например, рулевые, в окружающую среду или в сверхзвуковую часть сопла основной камеры. Изобретение обеспечивает создание двигателя на углеводородном топливе с высоким значением удельного импульса тяги (близкого к двигателю с дожиганием генераторного газа) при сохранении конструктивной простоты, низких массовых характеристик и высокой надежности. 3 н. и 10 з.п. ф-лы, 3 ил.