×
19.06.2019
219.017.87ee

Результат интеллектуальной деятельности: ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ (ВАРИАНТЫ)

Вид РИД

Изобретение

№ охранного документа
0002301352
Дата охранного документа
20.06.2007
Аннотация: 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.

Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано при создании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), работающих по безгенераторной схеме.

В настоящее время в создании ЖРД для перспективных ракет-носителей утверждается концепция высокой надежности и низкой стоимости жизненного цикла (разработка, изготовление и эксплуатация).

Главной задачей является обеспечение оптимального сочетания между такими основными параметрами двигателя, как удельный импульс тяги, надежность, экологическая безопасность, его массовые характеристики, а также стоимость.

Самыми распространенными экологически чистыми компонентами топлива ЖРД для средств выведения, в том числе пилотируемых, является кислород и керосин. Двигатели на этих компонентах обычно выполнены по закрытой схеме, с дожиганием окислительного генераторного газа в основной камере или без дожигания восстановительного генераторного газа.

Известны ЖРД с дожиганием генераторного газа, содержащие турбонасосный агрегат (ТНА) подачи компонентов, газогенератор, камеру, агрегаты автоматики. Здесь генераторный газ, пройдя через турбину, направляется в камеру сгорания (В.Е.Алемасов и др. Теория ракетных двигателей, М.: Машиностроение, 1969 г., стр.19, рис.1.9).

Основные свойства указанных двигателей:

- высокие энергетические характеристики и экологическая безопасность при эксплуатации;

- недостаточная надежность из-за высокого содержания в генераторном газе высокоактивного (при высокой температуре) кислорода (для окислительного газогенератора) или твердой и жидкой фазы (для восстановительного газогенератора);

- высокие значения массы и стоимости двигателя.

Как показывает предварительный анализ и опыт многолетней эксплуатации двигателей, например, семейства RL-10 (США) более надежными и с более низкой массой являются двигатели, выполненные по безгенераторной схеме. Они имеют более высокий ресурс из-за низкой температуры газа перед турбиной ТНА и требуют меньших затрат материальной части на отработку.

Известен ЖРД, работающий на компонентах кислород (O2) и водород (Н2), содержащий аккумулятор давления, топливные баки, соединенные с аккумулятором давления, насосы окислителя и горючего, турбину, камеру сгорания, агрегаты автоматики, трубопроводы.

Горючее, после насоса пройдя через тракт охлаждения камеры и турбину, подается в камеру сгорания, в которую насосом подается и окислитель (В.Е.Алемасов и др. Теория ракетных двигателей, М., 1969 г., стр.20, рис.1.11 - прототип).

По такой схеме выполнен ЖРД РД 0146 для ракеты-носителя (РН) "Протон" (патент РФ №2176744, МПК F 02 K 11/00, 19, 2001 г.)

Недостатком известного ЖРД являются пониженные (в сравнении с ЖРД с дожиганием генераторного газа в камере) энергетические характеристики из-за более низкого значения давления в камере сгорания.

Задачей изобретения является создание двигателя на углеводородном топливе с высоким значением удельного импульса тяги (близкого к двигателю с дожиганием окислительного генераторного газа) при сохранении конструктивной простоты, низкой массы и высокой надежности.

Поставленная задача достигается за счет того, что 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 вспомогательным 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 сопла, например рулевые, - с окружающей средой или сверхзвуковой частью сопла для создания дополнительной тяги.

Поставленная задача достигается также за счет того, что 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 второму варианту, двигатель снабжен вспомогательным ТНА подачи вспомогательного компонента (горючего), например водорода, выходная полость насоса которого соединена с трактом охлаждения камеры, а после охлаждающего тракта - с лопаточной полостью турбин вспомогательного и основного ТНА, но далее после турбин рабочее тело направляется в полость смесительной головки камеры сгорания.

Поставленная задача достигается также за счет того, что 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 третьему варианту, двигатель снабжен ТНА подачи вспомогательного компонента (горючего), например водорода, выходная полость насоса которого соединена с трактом охлаждения камеры, выход из охлаждающего тракта соединен с лопаточной полостью турбин вспомогательного и основного ТНА, но далее 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.

В качестве вспомогательного компонента для охлаждения камеры сгорания для первого варианта используются такие охлаждающие компоненты, например как водород или гелий, а для второго и третьего варианта используется водородосодержащее горючее, преимущественно водород (H2).

Для осуществления перепуска рабочего тела вокруг турбин для всех вариантов вход рабочего тела на турбину вспомогательного ТНА соединен с выходом после турбины основного ТНА трубопроводом, на котором установлен регулятор тяги.

Для регулирования соотношения компонентов топлива в камере сгорания всех вариантов двигателя на магистрали горючего основного ТНА установлен дроссель, а на двигателе третьего варианта дроссель установлен также и на магистрали перепуска вспомогательного компонента в камеру сгорания.

На каждой магистрали компонентов топлива установлены отсечные клапаны.

Проведенный сравнительный анализ предложенного технического решения с прототипом и другими известными решениями в данной области показал, что изложенная совокупность признаков в предложенной схеме двигателя является новой и применена впервые. Таким образом, предложенное решение соответствует критерию изобретения "новизна".

Предложенное техническое решение превосходит достигнутый уровень техники за счет использования в двигателе в качестве охладителя камеры сгорания третьего (вспомогательного) компонента горючего с высокими охлаждающими свойствами и высокой работоспособностью газа для привода турбин основного и вспомогательного ТНА с последующим выбросом газа через специальные сопла, создающими дополнительную тягу, что позволяет улучшить удельные массово-энергетические характеристики двигателя, повысить его надежность и не является очевидным для среднего специалиста в данной области.

Таким образом, предложение соответствует критерию изобретения "изобретательский уровень".

Изобретение иллюстрируется чертежами, где на фиг.1 приведена схема первого варианта предложенного безгенераторного ЖРД без дожигания, на фиг.2 - второй вариант схемы безгенераторного ЖРД с дожиганием, на фиг.3 - комбинированная схема безгенераторного ЖРД - третий вариант.

Основными элементами двигателя являются:

1 - камера сгорания;

2 - турбонасосный агрегат основных компонентов;

3 - насос окислителя основных компонентов;

4 - насос горючего основных компонентов;

5 - турбина насоса основных компонентов;

6 - вспомогательный турбонасосный агрегат вспомогательного (третьего) компонента;

7 - насос вспомогательного компонента;

8 - турбина насоса вспомогательного компонента;

9 - полость горючего;

10 - полость окислителя;

11 - сопло выброса;

12 - полость вспомогательного компонента;

13 - магистраль перепуска;

14 - регулятор тяги двигателя;

15 - магистраль горючего;

16 - дроссель соотношения компонентов топлива;

17 - магистраль окислителя;

18 - магистраль вспомогательного компонента;

19, 20, 21 - отсечные клапаны;

22 - магистраль;

23 - дроссель.

Жидкостный ракетный двигатель содержит камеру сгорания 1, турбонасосный агрегат 2 основных компонентов топлива, включающий в себя насос окислителя 3, насос горючего 4 и турбину 5, вспомогательный турбонасосный агрегат 6 вспомогательного компонента горючего, который состоит из насоса 7 и турбины 8.

Выходная полость насоса горючего (Г) 4 и окислителя (О) 3 ТНА 2 основных компонентов соединены с соответствующими полостями 9, 10 смесительной головки камеры сгорания, откуда компоненты поступают в камеру сгорания, где смесь воспламеняется, сгорает и выбрасывается из сопла, создавая тягу двигателя.

Для охлаждения камеры в схеме двигателя используется вспомогательный компонент с высокими охлаждающими свойствами и высокой работоспособностью газа, например, водород или гелий, для подачи которого в рубашку камеры в схему введен вспомогательный турбонасосный агрегат 6, состоящий из насоса 7 и турбины 8. Выход компонента из рубашки камеры соединен с лопаточной полостью турбины 8 вспомогательного ТНА 6, затем с лопаточной полостью турбины 5 основного ТНА 2 и далее с соплом выброса компонента в окружающую среду или с рулевыми соплами.

Во втором варианте двигателя компонент (горючее) после турбины 5 основного ТНА 2 направляется во вспомогательную полость 12 смесительной головки камеры сгорания.

В третьем варианте дотурбинная часть вспомогательного компонента после выхода из тракта охлаждения камеры соединена магистралью 22 через дроссель 23 с камерой сгорания, а другая часть после выхода из тракта охлаждения соединена с лопаточной полостью турбины 8 вспомогательного ТНА и турбины 5 основного ТНА и через специальные сопла 11 с окружающей средой или сверхзвуковой частью сопла.

Для двигателя, выполненного по такой схеме оптимального сочетания между энергетическими параметрами двигателя и массой вспомогательного горючего обеспечивается при следующем соотношении расхода вспомогательного горючего:

где m3K - расход части третьего компонента (вспомогательного горючего), идущего на дожигание в камеру сгорания, кг/с;

m3 - расход третьего компонента (вспомогательного горючего), идущего через двигатель, кг/с.

Для регулирования тяги двигателя для всех вариантов на магистрали 13 перепуска рабочего тела, соединяющей входную полость турбины 8 вспомогательного ТНА 6 с выходной полостью турбины 5 основного ТНА 2, установлен регулятор тяги 14.

Для регулирования соотношения компонентов горючего и окислителя для всех вариантов на магистрали горючего 15 установлен дроссель 16, а для третьего варианта дроссель установлен и на магистрали 22.

На каждой из магистралей горючего 15 окислителя 17 и вспомогательного охлаждающего компонента 18 установлены отсечные клапаны 19, 20, 21.

Предложенный ЖРД работает следующим образом.

Компоненты основного топлива горючее и окислитель подаются в камеру сгорания 1 с помощью насосов 3, 4, которые приводятся турбиной 5. Третий (вспомогательный) компонент насосом 7 подается в рубашку камеры сгорания 1, охлаждает ее, направляется на привод турбины 8 насоса-охладителя 7, затем - на привод турбины 5 насосов основных компонентов, после чего выбрасывается через специальные сопла 11, которые создают дополнительную тягу, или подается в камеру сгорания, где сжигается с основными компонентами.

В ЖРД, выполненному по такой схеме, достигается более высокий удельный импульс тяги по сравнению с двухкомпонентным ЖРД.

Используя в двигателе для охлаждения камеры и привода турбонасосных агрегатов третьего (вспомогательного) компонента с хорошими охлаждающими свойствами и высокой работоспособностью газа после тракта охлаждения (с высоким значением газовой постоянной, например водород), минимальным расходом обеспечивается надежное охлаждение камеры сгорания (без организации внутреннего завесного охлаждения) и привод турбонасосных агрегатов двигателя, которые подают основное топливо в камеру с высоким давлением.

За счет высокого значения газовой постоянной (примерно на порядок превышающего газовую постоянную продуктов сгорания углеводородного топлива) удельный импульс тяги сопл выброса близок к удельным параметрам камеры, работающей на углеводородном топливе, что позволяет двигателю, выполненному по схеме без дожигания, иметь удельные энергетические характеристики, практически равные двигателю с дожиганием окислительного генераторного газа при значительном снижении массы двигателя, упрощении его конструкции и высокой надежности.

112800000003.tiftifdrawing84m-расходчаститретьегокомпонента,(вспомогательногогорючего),идущегонадожиганиевкамерусгорания,кг/с;m-расходтретьегокомпонента(вспомогательногогорючего),идущегочерездвигатель,кг/с.1.Жидкостныйракетныйдвигатель(ЖРД),содержащийкамеру,турбонасосныйагрегат(ТНА)подачикомпонентовтопливавсмесительнуюголовкукамерысгорания,агрегатыуправленияирегулирования,отличающийсятем,чтодвигательснабженвспомогательнымтурбонасоснымагрегатомподачитретьеговспомогательногокомпонента,выходнаяполостьнасосакоторогосоединенастрактомохлаждениякамеры,выходизохлаждающеготрактасоединенслопаточнойполостьютурбинвспомогательногоиосновногоТНАичерезсопла-сокружающейсредойилисверхзвуковойчастьюсоплакамерыдлясозданиядополнительнойтягидвигателя.12.ЖРДпоп.1,отличающийсятем,чтовходрабочеготеланатурбинувспомогательногоТНАсоединенсвыходомпослетурбиныосновногоТНАмагистралью,накоторойустановленрегулятортяги.23.ЖРДпоп.1,отличающийсятем,чтонамагистралигорючегоосновногоТНАустановлендроссель.34.ЖРДпоп.1,отличающийсятем,чтовкачествевспомогательногокомпонентаиспользуетсяводородилигелий.45.Жидкостныйракетныйдвигатель,содержащийкамеру,турбонасосныйагрегатподачикомпонентовтопливавсмесительнуюголовкукамерысгорания,агрегатыуправленияирегулирования,отличающийсятем,чтодвигательснабженвспомогательнымтурбонасоснымагрегатомподачитретьеговспомогательногокомпонента,выходнаяполостьнасосакоторогосоединенастрактомохлаждениякамеры,выходизохлаждающеготрактасоединенслопаточнойполостьютурбинвспомогательногоиосновногоТНАидалеесовспомогательнойполостьюсмесительнойголовкикамерысгорания.56.ЖРДпоп.5,отличающийсятем,чтовходрабочеготеланатурбинувспомогательногоТНАсоединенсвыходомпослетурбиныосновногоТНАмагистралью,накоторойустановленрегулятортяги.67.ЖРДпоп.5,отличающийсятем,чтонамагистралигорючегоосновногоТНАустановлендроссель.78.ЖРДпоп.5,отличающийсятем,чтовкачествегорючеговспомогательногокомпонентаиспользуютсяжидкостиилигазы,свысокойработоспособностью,напримерводородилигелий.89.Жидкостныйракетныйдвигатель,содержащийкамеру,турбонасосныйагрегат(ТНА)подачикомпонентовтопливавсмесительнуюголовкукамерысгорания,агрегатыуправленияирегулирования,отличающийсятем,чтодвигательснабженвспомогательнымтурбонасоснымагрегатомподачитретьеговспомогательногокомпонента,выходнаяполостьнасосакоторогосоединенастрактомохлаждениякамеры,выходизохлаждающеготрактасоединенслопаточнойполостьютурбинвспомогательногоиосновногоТНАидалеедотурбиннаячастьвспомогательногокомпонентапослевыходаизтрактаохлаждениякамерысоединеначерездроссельскамеройсгорания,адругаячасть,направляетсячерезсопла,например,рулевыевокружающуюсредуиливсверхзвуковуючастьсопла.910.ЖРДпоп.9,отличающийсятем,чтовходрабочеготеланатурбинувспомогательногоТНАсоединенсвыходомпослетурбиныосновногоТНАмагистралью,накоторойустановленрегулятортяги.1011.ЖРДпоп.9,отличающийсятем,чтонамагистралигорючегоосновногоТНАустановлендроссель.1112.ЖРДпоп.9,отличающийсятем,чтовкачествегорючеговспомогательногокомпонентаиспользуютсяжидкостиилигазы,свысокойработоспособностью,напримерводородилигелий.1213.ЖРДполюбомуизп.9или12,отличающийсятем,чторасходвспомогательного(третьего)компонентаобеспечиваетсявсоответствииссоотношением13
Источник поступления информации: Роспатент

Showing 1-10 of 81 items.
20.01.2013
№216.012.1d2c

Жидкостный ракетный двигатель и способ охлаждения теплонапряженных участков его камеры

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД), преимущественно кислородно-керосиновым. Жидкостный ракетный двигатель содержит как минимум одну регенеративно охлаждаемую камеру, устройство для подачи рабочего тела на турбину турбонасосного агрегата, турбонасосный агрегат, агрегаты...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002472962
Дата охранного документа: 20.01.2013
27.02.2013
№216.012.2b99

Энергоустановка

Энергетическая установка содержит паровую машину с системой подачи компонентов топлива, кинематически связанную с электрогенератором. Паровая машина выполнена в виде высокотемпературного парогазогенератора, например кислородно-водородного. На выходе паровой машины установлен турбонасосный...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002476688
Дата охранного документа: 27.02.2013
10.04.2013
№216.012.32c0

Донная защита хвостового отсека ракеты-носителя

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в конструкциях хвостовых отсеков блоков ракет-носителей для их защиты от газодинамического воздействия работающего двигателя. Донная защита хвостового отсека блока ракеты-носителя содержит четыре подвижных сферических...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002478535
Дата охранного документа: 10.04.2013
10.06.2013
№216.012.4910

Жидкостный ракетный двигатель

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД) и может быть использовано в других областях техники. В жидкостном ракетном двигателе, содержащем камеру сгорания, турбонасосный агрегат, узел уплотнения, соединенный с дренажным трубопроводом, баллон со сжатым газом, согласно...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002484284
Дата охранного документа: 10.06.2013
20.06.2013
№216.012.4d30

Силовой блок двигательной установки ракеты-носителя

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано преимущественно в силовых блоках ракет-носителей (РН) для управления вектором тяги. Силовой блок РН с управляемым вектором тяги содержит хвостовой отсек для установки маршевого жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) и силовое...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002485342
Дата охранного документа: 20.06.2013
27.06.2013
№216.012.5142

Шаровой клапан

Изобретение относится к арматуростроению, а именно к шаровым клапанам с дистанционным управлением, и предназначено для использования, например, в ракетной технике для пуска и отсечки компонентов в агрегаты двигателя. Шаровой клапан содержит корпус с переходниками входа, выхода и дренажа,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002486395
Дата охранного документа: 27.06.2013
10.08.2013
№216.012.5dc5

Клапан

Изобретение относится к арматуростроению, а именно к клапанам с пневматическим управлением, и предназначено для пуска и отсечки рабочего тела. Клапан содержит корпус с входным и выходным патрубками, элемент с втулкой на ребрах и седлом, установленный в корпус, подпружиненный затвор с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002489626
Дата охранного документа: 10.08.2013
20.08.2013
№216.012.612c

Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием генераторного газа

Изобретение относится к ракетной технике. В жидкостном ракетном двигателе, содержащем неподвижные опорную раму, газогенератор, работающий с избытком одного из компонентов, и турбонасосный агрегат с корпусом турбины и насосами, и с возможностью качания камеры сгорания с цапфами в районе...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002490508
Дата охранного документа: 20.08.2013
20.09.2013
№216.012.6cf1

Измерительное устройство

Изобретение относится к области измерительной техники и может быть использовано в производстве арматуры питания газогидравлических машин для изготовления компенсирующих втулок. Заявленное измерительное устройство содержит штангу со шкалой на одном ее конце, установленную на другом конце штанги...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002493540
Дата охранного документа: 20.09.2013
10.10.2013
№216.012.73a7

Устройство для слива топливного компонента из бака изделия

Изобретение может быть использовано в конструкциях хвостовых блоков для слива топливного компонента из бака изделия через вентиль слива, расположенный на донной тепловой защите двигателя. Устройство для слива топливного компонента из бака изделия содержит трубопровод, вентиль слива, проходник,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002495264
Дата охранного документа: 10.10.2013
Showing 1-10 of 62 items.
20.02.2013
№216.012.2708

Экологически безопасная противообледенительная жидкость

Изобретение относится к созданию противообледенительной жидкости для наземной обработки самолетов перед взлетом. Противообледенительная жидкость с плотностью при 20°С 1,27-1,32 г/см и температурой кипения 119-124°С включает пропиленгликоль, ингибиторы коррозии, водный раствор формиата калия или...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002475512
Дата охранного документа: 20.02.2013
27.02.2013
№216.012.2b99

Энергоустановка

Энергетическая установка содержит паровую машину с системой подачи компонентов топлива, кинематически связанную с электрогенератором. Паровая машина выполнена в виде высокотемпературного парогазогенератора, например кислородно-водородного. На выходе паровой машины установлен турбонасосный...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002476688
Дата охранного документа: 27.02.2013
20.06.2013
№216.012.4d30

Силовой блок двигательной установки ракеты-носителя

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано преимущественно в силовых блоках ракет-носителей (РН) для управления вектором тяги. Силовой блок РН с управляемым вектором тяги содержит хвостовой отсек для установки маршевого жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) и силовое...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002485342
Дата охранного документа: 20.06.2013
20.08.2013
№216.012.612c

Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием генераторного газа

Изобретение относится к ракетной технике. В жидкостном ракетном двигателе, содержащем неподвижные опорную раму, газогенератор, работающий с избытком одного из компонентов, и турбонасосный агрегат с корпусом турбины и насосами, и с возможностью качания камеры сгорания с цапфами в районе...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002490508
Дата охранного документа: 20.08.2013
10.11.2013
№216.012.7efe

Теплообменный аппарат

Изобретение относится к энергетике. Теплообменный аппарат содержит теплообменник с корпусом и цилиндрической оболочкой, образующими каналы, входной и выходной коллекторы, дополнительный теплообменник, расположенный последовательно с первым, содержащий входной и выходной коллекторы. Кроме того,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002498183
Дата охранного документа: 10.11.2013
27.11.2013
№216.012.85aa

Способ запуска водородной паротурбинной энергоустановки и устройство для его осуществления (варианты)

Изобретение относится к энергетике. Способ запуска водородной паротурбинной энергоустановки основан на продувке полостей и магистралей нейтральным газом, поэтапной подаче компонентов топлива и воды в энергоустановку, согласно первому варианту изобретения запуск осуществляют при сниженном...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002499896
Дата охранного документа: 27.11.2013
20.03.2014
№216.012.aca3

Устройство для химического зажигания компонентов топлива в жрд

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям и может быть использовано для установки на входе в смесительную головку агрегата ЖРД для химического зажигания компонентов топлива. Устройство для химического зажигания компонентов топлива в ЖРД содержит тубус, выполненный цилиндрическим, в...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002509910
Дата охранного документа: 20.03.2014
10.06.2014
№216.012.cbdb

Способ повышения среднетраекторного удельного импульса тяги жидкостного ракетного двигателя и жидкостный ракетный двигатель для реализации указанного способа

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к ракетным двигателям с регулированием степени расширения сопла в полете. При работе двигателя в режиме первой ступени степень расширения продуктов сгорания компонентов топлива ограничивают диаметром подвижной внутренней цилиндрической...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002517958
Дата охранного документа: 10.06.2014
10.06.2014
№216.012.cff0

Способ изготовления сопла камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя

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,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002519003
Дата охранного документа: 10.06.2014
27.07.2014
№216.012.e545

Жидкостный ракетный двигатель

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,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002524483
Дата охранного документа: 27.07.2014
+ добавить свой РИД