Ракетные двигательные установки, т.е. установки, для работы которых используется горючее и окислитель, управление этими установками: .использование жидких и твердых топлив, т.е. комбинированные ракетные двигательные установки – F02K 9/72

Гибридный ракетный двигатель содержит зарядную камеру с размещенным в ней зарядом твердого компонента топлива, по оси которого выполнен сквозной канал, форсуночную головку камеры сгорания, камеру дожигания, бак с жидким компонентом топлива, систему дискретного замера уровней твердого и жидкого компонентов топлива, магистраль подачи с узлом перераспределения подаваемого компонента топлива, элементы управления и контроля параметров. Камера дожигания организована за зарядом твердого компонента топлива, канал которого сообщается с полостью камеры дожигания. Форсуночная головка состоит из цилиндрической форсуночной головки и форсуночной головки камеры дожигания, выполненной цилиндрической или чечевицеобразной формы. Цилиндрическая форсуночная головка содержит два независимых коаксиальных канала, связанных с узлом перераспределения подаваемого компонента топлива в камеру сгорания. Внешний канал цилиндрической форсуночной головки сообщается с форсунками, расположенными в цилиндрической форсуночной головке, находящейся в канале твердого топлива. Внутренний канал форсуночной головки сообщается с форсунками цилиндрической или чечевицеобразной форсуночной головки камеры дожигания, расположенной в продолжение цилиндрической форсуночной головки и находящейся в полости камеры дожигания. Изобретение позволяет повысить коэффициент заполнения камеры топливом, снизить габариты и массу конструкции ракетного двигателя, а также повысить его надежность. 5 ил.

Ракетный двигатель содержит корпус с реактивным соплом и баллон снаружи корпуса, соединенный с полостью двигателя. Двигатель включает мелкодисперсную смесь оксида металла и более электроотрицательного металла (металла, стоящего в ряду напряжений левее первого металла). Баллон включает сжатый или жидкий гидридом, или метан, или углеводород и соединен с полостью двигателя непосредственно или через нагнетатель, или же снабжен системой вытеснения. Баллон соединен с двигателем управляемым краном или редуктором. Изобретение позволяет повысить удельный импульс двигателя. 4 з.п. ф-лы.

Двигательная установка ракеты включает жидкий окислитель и твердое горючее в отдельных отсеках, основное сопло, камеру дожигания, инжекторы жидкого окислителя и воздухозаборник, подающий воздух в камеру дожигания. Основное сопло расположено ниже по потоку от отсека с твердым горючим и получает богатый горючим выхлопной газ от сгорания жидкого окислителя и твердого топлива. Камера дожигания расположена ниже по потоку от основного сопла и имеет внутреннюю часть, покрытую богатым окислителем ракетным топливом. Инжектор жидкого окислителя, расположенный выше по потоку, содержит первый клапан, подающий жидкий окислитель в расположенный выше по потоку конец твердого горючего. Инжектор жидкого окислителя, расположенный ниже по потоку, содержит второй клапан, действующий независимо от первого клапана и подающий жидкий окислитель перед основным соплом. При работе указанной выше двигательной установки вводят во взаимодействие богатые горючим продукты горения жидкого окислителя и твердого горючего с богатым окислителем твердым ракетным топливом для разгона в камере дожигания, создания тяги и обеспечения поступательного движения в качестве гибридного ракетного двигателя. Изобретения позволяют повысить безопасность двигательной установки ракеты. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 15 ил.

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано для разработки гибридных ракетных двигателей. Гибридный ракетный двигатель содержит зарядную камеру с размещенным в ней зарядом твердого компонента топлива, по оси которого выполнен сквозной канал, форсуночную головку, магистраль подачи с баком жидкого компонента топлива, элементы управления и контроля параметров. Заряд твердого компонента топлива выполнен в виде цилиндра или эллипсоида вращения. В заряде твердого компонента топлива выполнены одна или несколько радиальных кольцевых щелей или рядов каналов, начинающихся от границ осевого канала. Форсуночная головка имеет форму, максимально приближенную к форме горящей поверхности заряда твердого компонента топлива. В форсуночной головке размещены в виде чередующихся поясов струйные и центробежные форсунки, сообщающиеся с раздельными коллекторными полостями. Магистраль подачи жидкого компонента топлива соединена с системой управления подачи компонента жидкого топлива, настроенной на обеспечение линейного изменения давления в коллекторных полостях. Изобретение позволяет повысить удельные характеристики гибридного двигателя, а также снизить массу конструкции, габариты, трудоемкость и стоимость его изготовления. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Предложенный гибридный ракетный двигатель содержит отсек с размещенными в нем баком и системой подачи жидкого компонента, корпус камеры сгорания, заряд из твердого топливного компонента, сопло, при этом система отбора и генерации рабочего газа для привода турбины турбонасосного агрегата (ТНА) содержит смонтированный на сопловом днище и сопле отборник-газогенератор, входной охлаждаемый газоход которого герметично и жестко закреплен в закладном элементе корпуса камеры сгорания и одновременно в коллекторе отборника-газогенератора, вход жидкого компонента отборника-газогенератора связан с выходным патрубком насоса жидкого компонента магистралью с размещенным в ней агрегатом гидроавтоматики, выход этого отборника-газогенератора связан магистралью с входным коллектором турбины, при этом выходной коллектор турбины, связанный газовой связью со вспомогательными двигателями, выполнен в виде криогенного теплообменника, на вход которого жидкий компонент подается по содержащей агрегат гидроавтоматики магистрали, связанной с выходным патрубком насоса жидкого компонента, а выход этого криогенного теплообменника состыкован газоходом подачи газифицированного компонента с устройством наддува, размещенным внутри бака жидкого компонента. Изобретение обеспечивает повышение эффективности, стабильности и надежности работы турбины ТНА гибридного двигателя и использование сработанного на турбине рабочего газа во вспомогательных устройствах ГРД. 1 ил.

Изобретение относится к аэрокосмической системе с гибридным ракетным двигателем, предназначенной, в частности, для крылатого суборбитального летательного аппарата. Предлагаемая система содержит бак окислителя (14), имеющий цилиндрическую центральную часть (15), покрытую юбкой и прикрепленную к юбке слоем эластомерного адгезива. Наружная поверхность юбки прикреплена адгезивом к внутренней поверхности фюзеляжа (11) космического летательного аппарата. Вытянутый корпус твердотопливного двигателя (19) жестко присоединен к центральной задней поверхности бака (14) и заканчивается на свободном конце соплом (20). Соединение бака с юбкой эластомерным адгезивом и прочное приклеивание юбки к фюзеляжу космического летательного аппарата образует единственную опору для ракетной системы. Поэтому отдельной опоры для корпуса двигателя (19) не требуется. Техническим результатом изобретения является упрощение установки и крепления ракетного двигателя к фюзеляжу летательного аппарата, а также создание единой конструкции двигателя, которая существенно ограничивает возможные утечки и повышает надежность и безопасность системы. 6 з.п. ф-лы, 5 ил.

Способ регулирования соотношения компонентов топлива в гибридном ракетном двигателе включает управление топливоподачей жидкого компонента топлива пневмогидравлической системой. Массовый расход твердофазного компонента топлива изменяют с помощью регулирования действующего значения электрического тока, пропускаемого через реакционную зону газификации. Электрический ток пропускают через реакционную зону газификации посредством установленной в твердофазном компоненте топлива системы металлических электродов в виде фольги или сеток. При этом поддерживают в допустимом диапазоне соотношения расходов между горючими и окислительными компонентами топлива на различных режимах работы двигателя. Изобретение позволит сохранить оптимальное соотношение между расходами горючего и окислителя в камере сгорания при регулировании тяги гибридного ракетного двигателя. 1 ил.

Изобретения относятся к конструкции космических аппаратов (КА), в частности спутников связи, а также к исполнению и размещению на них двигательных установок. Предлагаемый КА содержит силовой цилиндрический корпус центрального отсека с присоединенными к нему радиальными панелями-зашивками. На "северной" и "южной" сторонах КА установлены тепловые панели для приборов полезной нагрузки и служебных систем КА. С наружной их стороны размещены панели солнечных батарей. С "зенитной" и "земной" сторон КА к центральному отсеку присоединены агрегатные панели. К агрегатным и тепловым панелям, а также к панелям-зашивкам с "западной" и "восточной" сторон КА присоединены двигательные панели. На последних симметрично закреплены равнотяговые секции двигателей. Каждая секция включает электрический (тяговый, например, стационарный плазменный) и газовый (для успокоения КА после отделения и разгрузки маховиков) реактивные двигатели. Линии действия тяг двигателей наклонены под разными углами к связанным осям КА и смещены относительно центра масс КА. Техническим результатом изобретений является возможность использовать предлагаемый КА с блоком двигателей в качестве попутной полезной нагрузки при парном с ней выведении в космос основной полезной нагрузки. 2 н. и 3 з.п. ф-лы. 7 ил.