Ракетные двигательные установки, т.е. установки, для работы которых используется горючее и окислитель, управление этими установками: .отличающиеся управлением величиной и направлением тяги – F02K 9/80

Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано в ракетных комплексах на базе ракет-носителей несимметричного пакетного типа с жидкостными ракетными двигателями. Система изменения вектора тяги ракетных двигателей ракеты-носителя с управляемым углом отклонения содержит на корпусе ракеты-носителя подвижную раму с двигателями и одной степенью свободы с возможностью качания при парировании возникающих моментов сил тяги двигателей и управления ракетой. Ось поворота рамы относительно продольной оси первой ступени смещена в сторону второй ступени с возможностью использования в качестве усилия для поворота рамы тяги самих двигателей в процессе полета и управления поворотом рамы при помощи закрепленного на другом конце рамы привода. Изобретение позволяет свести к минимуму качания двигателей для уравновешивания моментов сил тяги двигателей первой и второй ступеней, упростить конструкции двигателей, упростить компоновки многодвигательных установок, сократить объем отработки двигателей. 3 ил.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД). ЖРД содержит в своем составе камеру сгорания с размещенным на головке последней подшипником, имеющим подвижную и неподвижную сферические опорные поверхности для восприятия тяги и управления вектором тяги посредством качания двигателя, при этом радиус опорной сферической поверхности подшипника выбран из условия выполнения неравенства:

где l - допустимое поперечное смещение конструкции двигателя при его отклонении на угол относительно исходного положения; - требуемый максимальный угол поворота двигателя; - расчетный угол, определяемый как:

Н - конструктивная высота двигателя, определяемая как расстояние от плоскости среза сопла камеры до верхней точки сферической поверхности опорного узла;

R - радиус сферической поверхности опорного узла;

r - размер, характеризующий расположение критичного элемента конструкции камеры, с точки зрения обеспечения зазоров, от ее продольной оси. Изобретение обеспечивает уменьшить радиальное смещение критичных элементов двигателя при его отклонении. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в жидкостных ракетных двигателях. Жидкостный ракетный двигатель содержит 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, при этом сопла крена сгруппированы в блоки сопел крена попарно и установлены на корпусе ступени ракеты и соединены с коллектором, к которому присоединен трубопровод отбора газогенераторного газа, другой конец которого соединен с газоводом. Блок сопел крена содержит два сопла крена, имеющих коллекторы горючего, объединенных в один узел, согласно изобретению пара сопел крена оборудована трехходовым краном, установленным между ними и имеющим привод, соединенный с ним валом, на коллекторе горючего каждого сопла крена установлен пускоотсечной клапан горючего. Изобретение обеспечивает повышение надежности управлением вектором тяги и управлением по крену. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области ракетостроения. Ступень ракеты-носителя содержит центральный маршевый двигатель и четное количество стартовых твердотопливных ускорителей, установленных вокруг центрального маршевого двигателя симметрично относительно его продольной оси. Корпус каждого стартового твердотопливного ускорителя состоит из секций, выполненных в виде «коконов» из высокопрочного композиционного материала, соединенных между собой с помощью газоводов. На наружной части поверхности одного из газоводов, наиболее удаленной от оси центрального маршевого двигателя, в секторе менее 180°, установлены замкнутые кольцевые детонирующие удлиненные заряды, соединенные с детонаторами. В каждой паре диаметрально расположенных стартовых ускорителей детонаторы соединены через систему управления с датчиками определения давления в камере сгорания, расположенными на каждом ускорителе. Достигается повышение безопасности ракеты-носителя. 5 ил.

Изобретения относятся к методам и средствам управления вектором тяги реактивных двигателей летательных аппаратов. Предлагаемый способ состоит в отклонении струек газового потока в области критического сечения сопла. С этой целью в окрестности этого сечения с помощью источников ионизации (электронных пучков) создают в газовом потоке зоны с плазмой повышенной электропроводности. В этих зонах формируют магнитное поле с помощью сверхпроводящих электромагнитов. Для повышения концентрации плазмы в газовый поток могут вводиться добавочные легкоионизируемые вещества. Взаимодействие проводящих (плазменных) зон потока с магнитным полем отклоняет и сжимает газовый поток. Направлением и степенью воздействия на поток управляют, меняя распределение концентрации плазмы. Силы отдачи на сверхпроводящие элементы электромагнита измеряют и данные передают в бортовой вычислитель системы управления летательного аппарата. Вычислитель управляет мощностью источников ионизации и интенсивностью введения добавочных веществ. Технический результат изобретений состоит в обеспечении всеракурсного управления вектором тяги с высокими скоростями изменения углов отклонения газовой струи и управления эффективным критическим сечением сопла без существенной потери тяги и при использовании неподвижных относительно корпуса элементов конструкции.2 н. и 8 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к системе управления летательными аппаратами, а именно к газореактивным системам, и предназначено для управления ракетами и реактивными снарядами. Газораспределительное устройство содержит электромагнит, газовый усилитель мощности типа «сопло-заслонка» с входными и выходными дросселями и силовой цилиндр с поршнем. В поршне выполнено цилиндрическое отверстие. Это отверстие проходит через центр поршня перпендикулярно продольной оси. В упомянутом отверстии расположен сферический хвостовик поворотного клапана. Рабочие поверхности поворотного клапана выполнены цилиндрическими, а их оси наклонены под углом к продольной оси клапана. Входной и выходной дроссели усилителя мощности выполнены разных диаметров. Отношение диаметра входного дросселя к диаметру выходного дросселя не менее 0,727. Изобретение позволяет за счет выбора рациональных конструктивных параметров обеспечить максимальную мощность газораспределительного устройства. 1 ил.

Изобретения предназначены для использования в различных отраслях промышленности, где необходимо регулировать два взаимовлияющих параметра с помощью двух регулирующих устройств, в частности в ракетно-космической технике для регулирования тяги и соотношения компонентов топлива ЖРД. После изготовления изделия проводят его проверочное испытание не менее чем на трех режимах с разными значениями первого параметра, принятого за приоритетный. На каждом режиме сначала устанавливают регулирующие устройства в положения, определяемые расчетным путем, а затем поочередно перестраивают их в заранее выбранные положения и измеряют параметры изделия. Полученные данные используют для определения коэффициентов передачи регулирующих устройств и их корректирующих воздействий, после чего настраивают изделие на заданное значение первого параметра и на одно и то же для всех режимов значение второго параметра. После проведения испытания устанавливают зависимости скорректированных положений регулирующих устройств и коэффициентов, учитывающих влияние на них второго параметра в виде полиномов n-ной степени, постоянные коэффициенты которых являются индивидуальными константами данного изделия. Регулирование параметров изделия при его штатной эксплуатации осуществляют путем одновременной перестройки регулирующих устройств в положения, вычисляемые по уравнениям их полиномиальной зависимости от текущих значений первого параметра и поправок на отклонения второго параметра от того значения, на которое настраивалось изделие в процессе проверочного испытания. Причем постоянными коэффициентами этих полиномиальных зависимостей являются индивидуальные константы данного изделия. Текущие значения параметров предварительно формируют в виде задания их реализации в функции времени и предусматривают их коррекцию в зависимости от реальных условий работы изделия. Такие способы позволят обеспечить точность настройки и регулирования параметров изделия. 2 н. и 2 з. п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к производству ракетных двигателей. В пароводяном ракетном двигателе, использующем в качестве энергоносителя и рабочего вещества перегретую воду, которая нагревается встроенными в конструкцию ракетного двигателя или наружными нагревателями до глубоко закритических температур, и состоящем из водяной камеры и сопловой головки, в водяной камере установлен расширительный канал, соединенный с сопловой головкой с устройством управления тягой, которая расположена в головной части двигателя, а сопла за критическим сечением обладают закритическими параметрами с неизоэнтропическим режимом истечения. Изобретение позволяет снизить стоимость, повысить технологичность изготовления и обеспечить удобство применения. 1 ил.

Газовый руль ракетного двигателя, содержащий перо, тарель и вал, снабжен кожухом, охватывающим перо с зазором и закрепленным на тарели. Кожух выполнен из легкоплавкого и легко деформируемого материала, например полистирола. На наружную поверхность кожуха нанесен слой клея холодного отверждения. Изобретение повысит надежность конструкции рулей, двигателя и ракеты в целом. 2 ил.

Двигательная установка для отделения и увода аэрокосмического агрегата от разгонной ступени носителя включает два равнотяговых твердотопливных тормозных двигателя и систему их запуска. Твердотопливные тормозные двигатели расположены диаметрально противоположно на разгонной ступени носителя и выполнены с одинаковыми соплами и камерами одинакового диаметра. Размеры шашек для каждого тормозного двигателя связаны соотношением (D+d₂)·L₂ =(D+d₁)·L₁ и 1,2·(D-d ₁)(D-d ₂)2,0·(D-d ₁), где D - наружный диаметр шашек, d₁, d₂ - диаметр канала шашек 1-го и 2-го двигателей соответственно, L₁, L₂ - длина шашек 1-го и 2-го двигателей соответственно. Изобретение обеспечит минимальные динамические возмущения на аэрокосмический агрегат при отделении его от разгонной ступени носителя с помощью двух тормозных двигателей. 2 ил.

Газовый руль ракетного двигателя содержит перо, тарель с цилиндрическим выступом, вал, хвостовик которого с помощью кольцевой выточки через посредство разжимного кольца насажен на выступ тарели, и элементы фиксации полученного соединения. Тарель и перо выполнены из отдельных деталей, связанных между собой шлицевым соединением. Паз соединения выполнен в тарели вдоль ее диаметра, пересекает выступ и имеет ступенчатый профиль, более широкая часть которого находится в области выполненного на пере по профилю паза выступа. Изобретение позволит уменьшить объем механических работ, сократить технологический цикл и снизить расходы на изготовление газового руля. 2 ил.

Двигатель для космической ракеты-носителя выполнен с возможностью приведения в движение верхней или последней ступени ракеты-носителя. Двигатель включает центральное тело с функциональной боковой поверхностью приблизительно конической формы с основанием, расположенным со стороны двигателя. По периферии основания функциональной боковой поверхности расположены средства генерирования ударяющихся о функциональную боковую поверхность газовых потоков. Со стороны, противоположной основанию конуса, вершина центрального тела образована складываемой стенкой, не поддающейся расширению и содержащей несколько концентрических колец, связанных друг с другом по круговым линиям шарнирного соединения при помощи системы типа "гармошки". Складываемая стенка может принимать либо сложенное положение, в котором центральное тело является усеченным со стороны, противоположной основанию конуса, причем боковая поверхность центрального тела уменьшена по сравнению с функциональной боковой поверхностью, либо развернутое положение, в котором боковая поверхность центрального тела соответствует функциональной боковой поверхности. Изобретение позволит снизить габаритные размеры двигателя. 6 з.п. ф-лы, 5 ил.