Ракетные двигательные установки, т.е. установки, для работы которых используется горючее и окислитель, управление этими установками: ....приводимых в движение газовой турбиной, работающей на газообразных продуктах сгорания топлива (турбонасосная система подачи) – F02K 9/48

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 ракетной технике. В жидкостном ракетном двигателе, содержащем турбонасосный агрегат, включающий установленные на валу турбину, насосы окислителя и горючего и дополнительный насос горючего и камеру сгорания, имеющую цилиндрическую часть с форсунками окислителя и горючего и сопло с главным коллектором горючего, при этом турбонасосный агрегат и камера сгорания установлены соосно, камера сгорания выполнена двухзонной и содержит первую кольцевую зону с кольцевым форсуночным блоком и вторую зону с центральным форсуночным блоком, имеющим дополнительные форсунки горючего, а турбина установлена внутри первой зоны камеры сгорания. Выход из насоса окислителя соединен трубопроводом, содержащим клапаны окислителя, с камерой сгорания. Центральный форсуночный блок выполнен пустотелым, и его полость соединена осевым отверстием, проходящим внутри вала турбонасосного агрегата, с входом в дополнительный насос горючего. Изобретение обеспечивает уменьшение его поперечного габарита и веса. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к ракетному двигателестроению и может быть использовано при проектировании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Целью предлагаемого изобретения является повышение энергетических возможностей ЖРД, выполненных по схеме с дожиганием генераторного газа. Поставленная цель достигается тем, что в ЖРД, содержащем камеру, газогенератор, топливные насосы и двухступенчатую турбину, питаемую генераторным газом, согласно изобретению, выход из первой ступени турбины сообщен с форсуночной головкой камеры, а выход из второй ступени турбины сообщен со входом в насос одного из компонентов топлива или с окружающей средой. 2 ил.

Изобретение относится к области машиностроения, а именно к высокооборотным шнекоцентробежным насосам турбонасосных агрегатов дросселируемых жидкостных ракетных двигателей. Способ обеспечения бессрывной работы насосов турбонасосного агрегата дросселируемого жидкостного ракетного двигателя, основанный на установке перед насосами бустерных насосов, привод каждого из которых осуществляется турбиной газовой или гидравлической, при этом вход в каждую турбину гидравлически соединен с помощью трубопровода либо с выходом одного из насосов в случае гидротурбины, либо с газовым трактом, расположенным за турбиной турбонасосного агрегата, в случае газовой турбины, при этом при снижении давления на входе в насосы ниже уровня, необходимого для бессрывной работы насосов, возможного при глубоком дросселировании двигателя, осуществляют повышение напоров бустерных насосов путем подвода рабочего тела к дополнительным сопловым аппаратам со своими входными коллекторами, предварительно установленными в указанных турбинах, через трубопроводы с регулирующими устройствами. В качестве регулирующих устройств могут быть применены многопозиционные клапаны или регуляторы давления. Изобретение обеспечивает бескавитационную работу насосов турбонасосного агрегата, входящего в состав системы подачи, при работе на низких режимах. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в зенитных ракетах с жидкостным ракетным двигателем (ЖРД). Зенитная ракета содержит головную часть, осесимметричный корпус с баками окислителя и горючего и ЖРД с камерой сгорания и турбонасосным агрегатом (ТНА), четыре радиально установленные управляющие сопла. Камера сгорания выполнена двухзонной и содержит цилиндрическую часть с форсунками окислителя и горючего, сопло с главным коллектором горючего, дополнительные форсунки горючего, кольцевой и дополнительный коллекторы. ТНА содержит турбину, насосы окислителя и горючего, дополнительный насос горючего, верхний шаровой шарнир. Между камерой сгорания и насосом окислителя выполнен сферический шарнир с внутренним шаром и наружной сферической оболочкой. Четыре управляющих сопла соединены с первой зоной камеры сгорания трубопроводами. Изобретение позволяет повысить надежность запуска зенитной ракеты и удельные характеристики ЖРД. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к ракетной технике. В жидкостном ракетном двигателе, содержащем турбонасосный агрегат, содержащий, в свою очередь, турбину, насосы окислителя и горючего и дополнительный насос горючего, и камеру сгорания, имеющую цилиндрическую часть с форсунками окислителя и горючего и сопло с главным коллектором горючего, отличающийся тем, что турбонасосный агрегат и камера сгорания установлены соосно, при этом турбина выполнена внутри цилиндрической части камеры сгорания, камера сгорания выполнена двухзонной и содержит дополнительные форсунки горючего на своей цилиндрической части ниже турбины. Выход из насоса окислителя соединен трубопроводом, содержащим клапаны окислителя, с камерой сгорания. В средней части цилиндрической части камеры сгорания может быть выполнен средний коллектор. Ниже среднего коллектора может быть выполнен промежуточный коллектор, в полость которого выходят дополнительные форсунки горючего. Изобретение обеспечивает улучшение удельных характеристик ЖРД, повышение его надежности и уменьшение затрат на его запуск. 3 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к подводному кораблестроению. Атомная подводная лодка содержит прочный корпус, охватывающий его легкий корпус, цистерны между этими корпусами, прочную рубку и спасательную всплывающую камеру, установленную внутри прочного корпуса под прочной рубкой, кормовую оконечность с гребным винтом со ступицей, установленной на гребном валу, соединенном с электродвигателем, и, по меньшей мере, один ядерный реактор, соединенный трубопроводами контура циркуляции с турбогенератором, который электрическим кабелем соединен с аккумуляторами и с электродвигателем, ракетный отсек. К прочному корпусу с обеих сторон прикреплены два торпедных модуля обтекаемой формы и с гребными винтами, а сверху прикреплен ракетный модуль с быстросбрасывамой торцовой заглушкой и с жидкостным ракетным двигателем морского исполнения. Технический результат заключается в значительном повышении скорости движения подводной лодки в режиме атаки из надводного положения и расширении ее функциональных возможностей. 3 з.п. ф-лы, 10 ил.

Группа изобретений относится к подводному кораблестроению и может быть использована, преимущественно, для подводных лодок. Атомная подводная лодка содержит прочный корпус, охватывающий его легкий корпус, цистерны между этими корпусами, прочную рубку и спасательную всплывающую камеру, установленную внутри прочного корпуса под прочной рубкой, кормовую оконечность с гребным винтом, со ступицей, установленной на гребном валу, соединенном с электродвигателем и, по меньшей мере, один ядерный реактор, соединенный трубопроводами контура циркуляции с турбогенератором, который электрическим кабелем соединен с аккумуляторами и с электродвигателем. К прочному корпусу с обеих сторон прикреплены два боевых модуля обтекаемой формы с гребными винтами, а сверху прикреплен ракетный модуль с быстросбрасываемой торцовой заглушкой и с жидкостным ракетным двигателем морского исполнения. Жидкостный ракетный двигатель морского исполнения содержит силовую раму, камеру сгорания, закрепленную на узле подвески к силовой раме, имеющую головку, цилиндрическую часть и сопло, газогенератор и турбонасосный агрегат, содержащий, в свою очередь, турбину, насосы окислителя и горючего, газовод, соединяющий выход из турбины с головкой камеры сгорания через узел подвески. Газогенератор и турбонасосный агрегат установлены соосно с камерой сгорания, при этом газогенератор и турбонасосный агрегат выполнены в виде единого агрегата. Технический результат заключается в значительном повышении скорости движения подводной лодки в режиме атаки из надводного положения и расширении ее функциональных возможностей. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано преимущественно в ЖРД. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий бортовой компьютер, турбонасосный агрегат окислителя, содержащий в свою очередь основную турбину, насосы и пусковую турбину, газогенератор окислителя, а также внешний баллон воздуха высокого давления, подсоединенный трубопроводом высокого давления через клапан к пусковой турбине, и запальные устройства на камере сгорания и газогенераторе окислителя, согласно изобретению дополнительно содержит два турбонасосных агрегата: турбонасосный агрегат первого горючего и турбонасосный агрегат второго горючего, при этом турбонасосный агрегат первого горючего содержит вторую основную турбину, насос первого горючего и вторую пусковую турбину и газогенератор первого горючего, при этом газогенератор первого горючего конструктивно совмещен с турбонасосным агрегатом первого горючего, а турбонасосный агрегат второго горючего содержит третью основную турбину, насос второго горючего и третью пусковую турбину, а также газогенератор второго горючего, турбонасосный агрегат окислителя содержит насос окислителя и дополнительный насос окислителя. Изобретение обеспечивает улучшение удельных характеристик, повышение надежности ЖРД. 15 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям, работающим на жидком водороде. В кислородно-водородном жидкостном ракетном двигателе, содержащем камеру сгорания, имеющую систему регенеративного охлаждения сопла горючим, два турбонасосных агрегата (ТНА), в том числе турбонасосный агрегат окислителя и турбонасосный агрегат горючего, при этом все турбонасосные агрегаты содержат основную турбину, насосы, при этом он дополнительно содержит, по меньшей мере, один дополнительный турбонасосный агрегат горючего, насосы горючего всех турбонасосных агрегатов соединены последовательно, основные турбины всех ТНА горючего также соединены последовательно, при этом турбонасосные агрегаты окислителя и горючего имеют газогенераторы, конструктивно совмещенные со своими турбонасосными агрегатами. Изобретение обеспечивает улучшение удельных характеристик ЖРД и уменьшение затрат на запуск ракеты. 20 з.п. ф-лы, 20 ил.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям, работающим на водороде. Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания, имеющую систему регенеративного охлаждения сопла вторым горючим, два турбонасосных агрегата, в том числе турбонасосный агрегат окислителя и турбонасосный агрегат горючего, при этом все турбонасосные агрегаты содержат основную турбину, насосы, при этом дополнительно содержит, по меньшей мере, один дополнительный турбонасосный агрегат водорода, насосы водорода всех турбонасосных агрегатов соединены последовательно, основные турбины водородных ТНА также соединены последовательно, при этом турбонасосные агрегаты окислителя и горючего имеют газогенераторы, конструктивно совмещенные со своими турбонасосными агрегатами. Изобретение обеспечивает улучшение удельных характеристик ЖРД, повышение надежности, улучшение управляемости. 20 з.п. ф-лы, 18 ил.

Изобретение относится к насосостроению и может быть использовано в турбонасосных агрегатах (ТНА) жидкостных ракетных двигателей. В турбонасосном агрегате, содержащем турбину и установленные соосно с ней насосы окислителя и горючего, содержащие каждый одно центробежное рабочее колесо и шнек, внешний и внутренний валы, рабочее колесо турбины установлено на внутреннем валу. Насос окислителя выполнен двухступенчатым, причем обе ступени выполнены шнекоцентробежными, а между шнеком и рабочим колесом второй ступени насоса установлена гидротурбина, закрепленная на внешнем валу, который проходит внутри центробежного рабочего колеса первой ступени и соединен со шнеком первой ступени насоса, шнек имеет внешнее бандажное кольцо, жестко соединенное с центробежным рабочим колесом второй ступени первого насоса, при этом первое рабочее колесо насоса связано с внутренним валом через магнитную муфту, между насосами окислителя и горючего выполнен редуктор, в корпусе которого установлен дополнительный насос горючего, внутренние валы насосов окислителя и горючего соединены рессорой, с внутренним валом насоса горючего через редуктор соединен вал дополнительного насоса горючего. Изобретение обеспечивает улучшение кавитационных свойств насосов с минимальным весом турбонасосного агрегата и разгрузку осевых сил внутреннего и внешнего валов. 2 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано преимущественно в ЖРД. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания, имеющую систему регенеративного охлаждения сопла вторым горючим, три турбонасосных агрегата, в том числе турбонасосный агрегат окислителя, турбонасосный агрегат первого горючего, турбонасосный агрегат второго горючего с первым насосом второго горючего, все турбонасосные агрегаты содержат основную турбину насосы, при этом он дополнительно содержит второй турбонасосный агрегат второго горючего со вторым насосом второго горючего, выход которого соединен трубопроводом второго горючего с входом в первый насос второго горючего, при этом турбонасосные агрегат окислителя, первого горючего и первый турбонасосный агрегат второго горючего имеют газогенераторы, конструктивно совмещенные со своими турбонасосными агрегатами. Изобретение обеспечивает повышение удельных характеристик, надежности ЖРД. 20 з.п. ф-лы, 17 ил.

Изобретение относится к области машиностроения, а именно к способу захолаживания криогенной магистрали жидкостного ракетного двигателя при многократных включениях двигателя. Способ захолаживания осуществляют за счет испарения криогенного компонента топлива, остающегося в указанной магистрали, включающей насос и другие элементы конструкции, после останова двигателя, при котором указанная магистраль отсечена со стороны входа и выхода, и дренирования паров криогенного компонента из полости насоса в окружающую среду. Кроме того, после останова двигателя полость насоса через клапан соединяют с дополнительными каналами, выполненными в статоре турбины турбонасосного агрегата, выход из которых может быть соединен с другими горячими элементами конструкции, расположенными за турбиной по газовому тракту. Изобретение обеспечивает повышение стабильности работы турбонасосного агрегата жидкостного ракетного двигателя на пусковых режимах и уменьшение потерь компонентов топлива. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям, работающим на трех компонентах топлива. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания с системой регенеративного охлаждения сопла вторым горючим, турбонасосный агрегат окислителя, турбонасосный агрегат первого горючего, турбонасосный агрегат второго горючего, содержащий каждый основную турбину, насосы, газогенератор окислителя, согласно изобретению дополнительно содержит второй турбонасосный агрегат второго горючего, при этом турбонасосный агрегат окислителя, первого горючего и второй турбонасосный агрегат второго горючего имеют газогенераторы, конструктивно совмещенные со своим турбонасосным агрегатом. Камера сгорания содержит головку, цилиндрическую часть, сопло, три верхних коллектора в верхней цилиндрической части сопла и один нижний коллектор в нижней части сопла, выход из первой основной турбины турбонасосного агрегата окислителя соединен газоводом с головкой камеры сгорания, а выход из насоса горючего соединен с нижним коллектором, выход из первого верхнего коллектора соединен с газогенератором второго горючего, а выход из второй основной турбины турбонасосного агрегата первого горючего соединен с третьим верхним коллектором, выход из насоса второго горючего соединен с первым верхним коллектором. На камере сгорания и газогенераторах установлены запальные устройства, соединенные электрическими связями с бортовым компьютером. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель содержит центральный шарнир, выполненный на газоводе на продольной оси камеры сгорания. Центральный шарнир выполнен цилиндрическим или сферическим. Крепление всех ТНА выполнено при помощи тяг с шарнирами. Крепление всех ТНА выполнено к расширяющейся части сопла. Крепление всех ТНА выполнено к критической части сопла. Крепление всех ТНА выполнено парами тяг. 20 з.п. ф-лы, 14 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано преимущественно в ЖРД. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий бортовой компьютер и источник электроэнергии, турбонасосный агрегат окислителя, содержащий, в свою очередь, основную турбину, насосы и пусковую турбину, газогенератор окислителя, конструктивно совмещенный с турбонасосным агрегатом окислителя, соединенный газоводом с камерой сгорания, а также внешний баллон воздуха высокого давления, подсоединенный внешним трубопроводом высокого давления через внешний клапан, быстроразъемное соединение и обратный капан к пусковой турбине, и запальные устройства на камере сгорания и газогенераторе окислителя, согласно изобретению дополнительно содержит турбонасосный агрегат горючего с второй основной турбиной, насосом горючего и второй пусковой турбиной и газогенератор горючего, конструктивно совмещенный с турбонасосным агрегатом горючего, а вторая пусковая турбина соединена трубопроводом, содержащим пусковой клапан, с выходом из основной турбины, турбонасосный агрегат окислителя содержит насос окислителя и дополнительный насос окислителя. Газогенератор окислителя может быть установлен между первой основной турбиной и насосом окислителя. Газогенератор горючего может быть установлен над второй основной турбиной. Боковая стенка газогенератора горючего может быть выполнена с возможностью регенеративного охлаждения и содержит внутреннюю и внешнюю оболочки с зазором между ними. Изобретение обеспечивает улучшение удельных характеристик двигателя, повышение надежности и многократность запуска двигателя. 16 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано преимущественно в ЖРД. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий бортовой компьютер и источник электроэнергии, турбонасосный агрегат окислителя, содержащий в свою очередь основную турбину, насосы и пусковую турбину, газогенератор окислителя, конструктивно совмещенный с турбонасосным агрегатом окислителя, соединенный газоводом с камерой сгорания, а также внешний баллон воздуха высокого давления, подсоединенный внешним трубопроводом высокого давления через внешний клапан, быстроразъемное соединение и обратный капан к пусковой турбине, и запальные устройства на камере сгорания и газогенераторе окислителя, согласно изобретению дополнительно содержит турбонасосный агрегат горючего с второй основной турбиной, насосом горючего и второй пусковой турбиной и газогенератор горючего, конструктивно совмещенный с турбонасосным агрегатом горючего, а вторая пусковая турбина соединена трубопроводом, содержащим пусковой клапан с выходом из основной турбины, турбонасосный агрегат окислителя содержит насос окислителя и дополнительный насос окислителя. Газогенератор окислителя может быть установлен между первой основной турбиной и насосом окислителя. Газогенератор горючего может быть установлен над второй основной турбиной. Боковая стенка газогенератора горючего может быть выполнена с возможностью регенеративного охлаждения и содержит внутреннюю и внешнюю оболочки с зазором между ними. Изобретение обеспечивает улучшение удельных характеристик ЖРД и обеспечение его многократного запуска. 16 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям, работающим на жидком водороде. Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания, имеющую систему регенеративного охлаждения сопла горючим, два турбонасосных агрегата, в том числе турбонасосный агрегат окислителя и турбонасосный агрегат горючего, при этом все турбонасосные агрегаты содержат основную турбину и насосы, дополнительно содержит по меньшей мере один дополнительный турбонасосный агрегат горючего, насосы горючего всех турбонасосных агрегатов соединены последовательно поочередно трубопроводами П-образной и прямолинейной формы, основные турбины ТНА горючего также соединены последовательно, при этом турбонасосные агрегат окислителя и все турбонасосные агрегаты горючего имеют газогенераторы, конструктивно совмещенные со своими турбонасосными агрегатами. Камера сгорания может содержать головку, цилиндрическую часть, сопло, три верхних коллектора в верхней цилиндрической части сопла и один нижний коллектор в нижней части сопла, выход из первой основной турбины турбонасосного агрегата окислителя соединен газоводом с головкой камеры сгорания, а выход из насоса горючего ТНА горючего - с входом в насос горючего дополнительного ТНА горючего, выход из насоса горючего последнего дополнительного ТНА горючего соединен с нижним коллектором, выход из третьего верхнего коллектора соединен с газогенератором горючего, а выход из второй основной турбины турбонасосного агрегата горючего соединен с входом в третью основную турбину, а выход из основной турбины последнего ТНА соединен с первым верхним коллектором. ЖРД может быть оборудован бортовым компьютером, а на камере сгорания и газогенераторах могут быть установлены запальные устройства, соединенные электрическими связями с бортовым компьютером. ЖРД может содержать центральный шарнир, выполненный на трубопроводе второго горючего на продольной оси камеры сгорания. Центральный шарнир может быть выполнен цилиндрическим или сферическим. Все турбонасосные агрегаты имеют валы с датчиками частоты вращения и датчиками осевых сил. Изобретение обеспечивает повышение давления в камере сгорания, надежность ЖРД. 6 з.п. ф-лы, 18 ил.

Изобретение относится к ракетным двигателям, работающим на жидком топливе, предназначенным преимущественно для первых ступеней ракет. Жидкостно-ракетный двигатель, содержащий систему управления с бортовым компьютером и источником электроэнергии, газогенератор, соединенный газоводом с камерой сгорания, и турбонасосный агрегат, содержащий, в свою очередь, насосы окислителя, горючего и пусковую турбину, а также баллон воздуха, подсоединенный трубопроводом высокого давления через клапан к пусковой турбине, и запальные устройства на камере сгорания и газогенераторе, согласно изобретению на камере сгорания и газогенераторе установлено, по меньшей мере по две группы запальных устройств, причем число групп на камере сгорания и на газогенераторе одинаковое, в системе управления выполнены коммутаторы, число которых соответствует числу групп запальных устройств, соединенные электрическими связями с одной стороны с бортовым компьютером, а с другой стороны с группами запальных устройств, к пусковой турбине через быстроразъемное соединение и обратный клапан внешним трубопроводом, содержащим внешний клапан присоединен как минимум один внешний баллон воздуха высокого давления. Жидкостно-ракетный двигатель может содержать как минимум один дополнительный баллон воздуха высокого давления, соединенный дополнительно трубопроводом высокого давления с пусковой турбиной. Жидкостно-ракетный двигатель может содержать центральный шарнир, выполненный на газоводе на оси камеры сгорания. Жидкостно-ракетный двигатель может содержать центральный шарнир, выполненный цилиндрическим. Центральный шарнир может быть выполнен сферическим. ЖРД может содержать приемник системы ГЛОНАСС, соединенный электрической связью с бортовым компьютером. Жидкостно-ракетный двигатель может содержать приемно-передающее устройство, соединенное электрической связью с бортовым компьютером. Жидкостно-ракетный двигатель может содержать датчик числа оборотов вала ТНА, соединенный электрической связью с бортовым компьютером. Изобретение обеспечивает многократность запуска ЖРД. 7 з.п. ф-лы, 5 ил.

Группа изобретений относится к подводному кораблестроению и может быть использована преимущественно для подводных лодок. Атомная подводная лодка содержит прочный корпус, охватывающий его легкий корпус, цистерны между этими корпусами, прочную рубку и спасательную всплывающую камеру, установленную внутри прочного корпуса под прочной рубкой, а также, по меньшей мере, один ядерный реактор, соединенный трубопроводами контура циркуляции с турбогенератором, который электрическим кабелем соединен с электродвигателем. К прочному корпусу прикреплена, по меньшей мере, одна герметичная мотогондола обтекаемой формы с быстросбрасываемой торцовой заглушкой и с жидкостным ракетным двигателем. Жидкостный ракетный двигатель морского исполнения содержит силовую раму, камеру сгорания, закрепленную на узле подвески к силовой раме, имеющую головку, цилиндрическую часть и сопло, 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. Сопла крена сгруппированы в блоки сопел крена попарно и установлены на силовом кольце, установленном на наружной поверхности легкого корпуса в его поперечном сечении. К соплам крена через трехходовые краны газа и горючего присоединены, соответственно, трубопровод подачи газогенераторного газа, другой конец которого соединен сначала трубопроводом отбора газа, и трубопровод горючего. Блоки сопел крена закреплены на силовом кольце при помощи двух наклонных тяг. Технический результат заключается в значительном повышении скорости движения подводной лодки в режиме атаки из надводного положения и улучшении управления подводной лодкой. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 11 ил.

Изобретения относятся к многоступенчатой ракете-носителю, к жидкостному ракетному двигателю, турбонасосному агрегату и к блоку сопел крена. Многоступенчатая ракета-носитель содержит центральный модуль первой ступени с боковыми модулями первой ступени и центральный модуль второй ступени с боковыми модулями второй ступени. Все модули имеют жидкостный ракетный двигатель и систему перелива одного из компонентов топлива из боковых модулей в центральный. Ракета-носитель содержит блоки сопел крена, содержащие по два оппозитно установленных сопла крена, блоки сопел крена установлены на внешней уделенной от оси ракеты-носителя поверхности корпусов боковых модулей всех ступеней. Жидкостный ракетный двигатель содержит силовую раму, камеру сгорания, закрепленную на силовой раме при помощи узла подвески и имеющую головку, цилиндрическую часть с верхним и нижним силовыми кольцами и сопло. Узел подвески смонтирован на силовой раме и содержит подвижную и неподвижную части. Подвижная часть соединена через промежуточную раму с верхним силовым кольцом. Сопла крена 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 которых соединены с трубопроводом отбора газа, и трубопроводы горючего, при этом блоки сопел крена закреплены на нижнем силовом кольце ракеты. Турбонасосный агрегат содержит турбину и насосы окислителя, двухступенчатый насос горючего и дополнительный насос горючего, валы которых соединены между собой при помощи устройства для передачи вращающего момента и изменения частоты вращения, размещенного в корпусе с подводящим и отводящим каналами. В качестве устройства для передачи вращающего момента и изменения частоты вращения применена магнитная передача, содержащая диски с постоянными магнитами, размешенными по окружности с постоянным шагом. Достигается улучшение управляемости ракеты-носителя. 4 н. и 8 з.п. ф-лы, 19 ил.

Изобретение относится к ракетной технике. Жидкостный ракетный двигатель содержит камеру, смесительную головку, включающую наружное, среднее и огневое днища, которые скреплены между собой форсунками окислителя и горючего, турбонасосный агрегат, состоящий из двух одноступенчатых шнекоцентробежных насосов, турбину, рабочим телом которой является генераторный газ, вырабатываемый в двухкомпонентном газогенераторе, питаемом от основных компонентов топлива - кислорода и керосина, при этом отвод отработанного генераторного газа после турбины соединен с выхлопной системой, в схему двигателя входят регулятор тяги и дроссель соотношения компонентов топлива, установленные на соответствующих магистралях, в магистрали окислителя - жидкого кислорода - между выходом из насоса окислителя и входом в смесительную головку камеры сгорания двигателя установлен газификатор, представляющий собой двухзонную конструкцию, при этом в первой зоне происходит горение при стехиометрическом соотношении небольших количеств окислителя и горючего, а во второй - испарение (газификация) основного потока окислителя при его смешении с вытекающими из первой зоны продуктами сгорания, а в смесительной головке камеры размещены струйные газовые форсунки окислителя, выходящие в полость головки, которая соединена с выходом газификатора. Изобретение обеспечивает устойчивость процесса горения в камере сгорания. 5 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретений относится к ракетной технике и может быть использовано преимущественно в ракетах-носителях для межзвездных полетов. В звездолете с ядерной силовой установкой, содержащем центральный модуль первой ступени с боковыми модулями первой ступени и центральный блок второй ступени с боковыми модулями второй ступени, боковые модули соединены с центральными соединительными штангами, имеющими возможность расстыковки, при этом все модули имеют корпус, баки водорода внутри корпусов, и, по меньшей мере, по одному ракетному двигателю в каждом центральном модуле и системы перелива водорода из боковых модулей в центральный, при этом он содержит установленные в центральных модулях ядерные реакторы, соединенные трубопроводами циркуляции теплоносителя с ракетными двигателями боковых модулей. К боковым модулям присоединены дополнительные боковые модули, содержащие корпуса, баки окислителя, горючего и жидкостно-ракетные двигатели. Может быть применено четное число боковых модулей первой ступени, а блоки сопел крена первой ступени могут быть установлены на двух диаметрально противоположных боковых ракетных модулях первой ступени. Может быть применено нечетно число боковых модулей первой ступени, а блоки сопел крена первой ступени могут быть установлены на всех боковых ракетных модулях первой ступени. Количество боковых модулей второй ступени может соответствовать количеству боковых ракетных блоков первой ступени. Количество боковых модулей третьей ступени может соответствовать количеству боковых ракетных блоков первой ступени. Боковые модули всех ступеней установлены в одинаковых продольных плоскостях, проходящих через продольную ось ракеты-носителя. Дополнительные боковые модули могут быть прикреплены к боковым модулям попарно. В атомном ракетном двигателе, содержащем камеру расширения и систему подачи в нее подогретого водорода, согласно изобретению в систему подвода водорода входят теплообменник, к которому присоединены трубопроводы рециркуляции теплоносителя, соединенные, в свою очередь, с атомным реактором, трубопровод подачи водорода соединен с входным коллектором камеры расширения, выходной коллектор камеры расширения соединен с входным патрубком водорода на теплообменнике, выходной патрубок водорода соединен с газоводом и далее с камерой расширения. Изобретение обеспечивает увеличение скорости и дальности полета, повышение безопасности полета, улучшение управления вектором тяги. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 17 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, в частности жидкостным ракетным двигателям. 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, дополнительный насос горючего, газовод, соединяющий выход из турбины с головкой камеры сгорания через узел подвески, согласно изобретению насос горючего выполнен двухступенчатым, содержащим независимые ступени с собственными валами, которые соединены между собой и с валом дополнительного насоса горючего при помощи устройства для передачи вращающего момента и изменения частоты вращения. В турбонасосном агрегате, содержащем турбину и насосы окислителя, двухступенчатый насос горючего и дополнительный насос горючего, валы которых соединены между собой при помощи устройства для передачи вращающего момента и изменения частоты вращения, размещенного в корпусе с подводящим и отводящим каналами, при этом валы турбины и обеих ступеней насоса горючего расположены концентрично с образованием кольцевой полости между ними, служащей подводящим каналом, а отводящий канал сообщен со входом насоса, тем, что согласно изобретению в качестве устройства для передачи вращающего момента и изменения частоты вращения применена магнитная передача, содержащая диски с постоянными магнитами, размешенными по окружности с постоянным шагом. Изобретение обеспечивает повышение надежности двигателя. 2 н.п.ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано преимущественно в жидкостных ракетных двигателях. В трехступенчатой ракете-носителе, содержащей центральный блок первой ступени с боковыми ракетными блоками и центральный блок второй ступени с боковыми ракетными блоками второй ступени, при этом 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 удаленной от оси ракеты-носителя поверхности корпусов боковых ракетных блоков всех ступеней. 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, 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. В блоке сопел крена, содержащем два сопла крена, 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 повышение надежности управления вектором тяги ЖРД и управления ракетой по крену. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 17 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к созданию ракет-носителей (РН) и разгонных ракетных блоков (РБ) с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД). Целью предполагаемого изобретения является разработка такой конструкции ракетного блока, которая была бы лишена упомянутых недостатков. Двигательная установка снабжена (как минимум, по одному конструктивному элементу) дополнительной емкостью высокого давления для компонента топлива, газогенератором для выработки рабочего тела турбины БТНА путем сжигания в нем компонентов топлива, причем газовая «подушка» дополнительной емкости высокого давления соединена трубопроводом с баллоном сжатого газа, жидкостная часть этой емкости соединена с форсунками газогенератора, выход газогенератора соединен со входом в турбину БТНА, а выхлопной патрубок турбины соединен с газовой «подушкой» топливного бака и/или с окружающей средой. Изобретение обеспечивает снижение массы двигательной установки и улучшение эксплуатационных характеристик. 1 ил.

Изобретение относится к ракетному двигателестроению. Жидкостный ракетный двигатель, имеющий в своем составе камеру с форсуночной головкой и рубашкой охлаждения, ТНА с насосами и двухступенчатой турбиной, питаемой газифицированным в рубашке охлаждения камеры компонентом топлива, при этом полость между первой и второй ступенью турбины ТНА сообщена с форсуночной головкой камеры, а выход из второй ступени турбины сообщен с трубопроводом подвода жидкого компонента к насосу. Изобретение обеспечивает повышение надежности, энергетических характеристик за счет более рационального распределения потоков газа, питающего турбину. 1 ил.

Изобретение относится к космической технике, в частности к реактивным двигателям, преобразующим тепловую энергию источника тепла в энергию газовой струи, создающей реактивную тягу двигателя. Часть тепла бортового источника космического аппарата преобразуют в полезную работу посредством реализации замкнутого термодинамического цикла с подводом тепла от бортового источника к рабочему телу замкнутого цикла, получением полезной работы и отводом тепла к жидкому криогенному рабочему телу двигателя, которое при этом преобразуют в пар и нагревают. Дополнительно рабочее тело двигателя подогревают в бортовом источнике тепла, а затем разгоняют до максимальной скорости истечения за счет подвода полезной работы, полученной в замкнутом термодинамическом цикле. Устройство реактивного двигателя, реализующее этот принцип, включает в себя источник тепла, термически связанный, по крайней мере, с двумя теплообменниками-нагревателями, выход одного из которых входит в состав замкнутого контура, образованного последовательно соединенными турбиной, холодильником-испарителем, компрессором и входом в теплообменник-нагреватель, а выход второго теплообменника-нагревателя связан с электрическим разгонным устройством двигателя, причем бак с жидким криогенным рабочим телом двигателя последовательно соединен с насосом, холодильником-испарителем и входом второго теплообменника-нагревателя, а турбина соединена с электрогенератором-преобразователем, который электрически связан с электрическим разгонным устройством рабочего тела двигателя. Второй вариант устройства - это реактивный двигатель, включающий в себя те же элементы кроме электрогенератора-преобразователя и электрического разгонного устройства, только выход второго теплообменника-нагревателя подключен к входу второго охлаждаемого компрессора, соединенного с турбиной замкнутого контура, и выход второго компрессора подсоединен к входу газодинамического разгонного устройства двигателя. Изобретение обеспечивает повышение эффективности использования тепловой энергии бортового источника тепла для повышения тяги и удельного импульса даигателя. 3 н. и 3 з.п. ф-лы, 3 ил.,1табл.

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям, работающим на трех компонентах топлива: криогенном окислителе, углеводородном горючем и жидком водороде. В трехкомпонентном жидкостном ракетном двигателе, содержащем не менее одной камеры сгорания с реактивным соплом, имеющим систему регенеративного охлаждения, газогенератор, турбонасосный агрегат, содержащий турбину, газогенератор, насос окислителя и насосы горючего, при этом 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, при этом насосы первого горючего, дополнительный насос первого горючего, насос второго горючего и дополнительный насос второго горючего соединены через пускоотсечные клапаны и регуляторы расхода с газогенератором и камерой сгорания. Все клапаны и регуляторы расхода соединены электрическими связями с блоком управления. Между дополнительным насосом второго горючего и пускоотсечным клапаном второго горючего подсоединен дренажный трубопровод с дренажным клапаном. Перед дренажным клапаном установлен датчик температуры, соединенный электрической связью с блоком управления. В способе работы трехкомпонентного ракетного двигателя после выработки первого горючего в газогенератор и каждую камеру сгорания подают второе горючее, постепенно увеличивая его расход, и одновременно снижают расход первого горючего по полного его отключения. В качестве окислителя используют жидкий кислород, в качестве первого горючего - углеводородное топливо, а в качестве второго горючего - жидкий водород. После полного отключения первого горючего трубопроводы горючего и систему регенеративного охлаждения каждого сопла продувают инертным газом для удаления остатков первого горючего. Перед подачей второго горючего в газогенератор и камеру сгорания охлаждают насос второго горючего и дополнительный насос второго горючего, сбрасывая второе горючее через дренажный клапан до получения в дренажном трубопроводе жидкой фазы, что контролируют по датчику температуры, установленному перед дренажным клапаном. После выключения двигателя систему регенеративного охлаждения каждого сопла продувают инертным газом для удаления остатков второго горючего. Изобретение обеспечивает повышение надежности и увеличение мощности жидкостного ракетного двигателя. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области машиностроения, в частности, к турбонасосному агрегату жидкостного ракетного двигателя. Одновальный или многовальный турбонасосный агрегат жидкостного ракетного двигателя включает насосы горючего и окислителя и многоступенчатую турбину (раздельные турбины), работающую (работающие) на газе, получаемом в газогенераторе при сжигании топлива с избытком одного из компонентов, при этом газ с выхода первой ступени турбины (первой турбины) поступает на вход второй ступени турбины (второй турбины), при этом между двумя ступенями турбины (первой и второй турбинами) установлено устройство для подогрева генераторного газа. При этом в качестве устройства для подогрева газа применен дополнительный газогенератор, одним из компонентов топлива которого является генераторный газ, а другим - компонент топлива, обеспечивающий при их сжигании повышение температуры генераторного газа. Кроме того, в качестве устройства для подогрева газа может быть применен теплообменник, греющим телом которого (теплоносителем) является газ, вырабатываемый газогенератором, а нагреваемым телом является отработанный газ первой ступени турбины (первой турбины). Изобретение обеспечивает повышение энергетических характеристик многоступенчатых турбонасосных агрегатов жидкостного ракетного двигателя. 4 з.п. ф-лы, 4 ил.