×
20.03.2014
216.012.aca3

Результат интеллектуальной деятельности: УСТРОЙСТВО ДЛЯ ХИМИЧЕСКОГО ЗАЖИГАНИЯ КОМПОНЕНТОВ ТОПЛИВА В ЖРД

Вид РИД

Изобретение

Аннотация: 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 который вставлена цилиндрической формы ампула с пусковым горючим, поджатая ввернутым в корпус тубуса отсечным клапаном и состоящая из корпуса, мембранных узлов на входе и выходе, мембраны которых герметично закреплены по периферии корпуса ампулы с возможностью разрыва их рабочей средой, при этом на входе в тубус установлен профилированный переходник, уменьшающий пустотный объем с воздухом на входе в ампулу до минимального; корпус тубуса своим выходом установлен через угольник непосредственно на головке газогенератора; тубус установлен и закреплен на газогенераторе в положении, близком к вертикальному; между пусковой ампулой, отсечным клапаном и тубусом совместно с резиновыми уплотнительными кольцами установлены поддерживающие кольца из фторопласта; по периферии на входе в ампулу и в корпусе тубуса выполнены дренажные отверстия, а на корпусе тубуса приварены угольники для подсоединения дренажных трубопроводов; в ампуле с пусковым горючим перегородки с заправочным и сливным устройствами разнесены по длине ампулы и выполнены с минимальными осевыми габаритными размерами и площадью проходных сечений, при этом заправочное устройство установлено на границе зон пускового горючего и подушки инертного газа; в ампуле с пусковым горючим мембранные узлы выполнены с минимальными осевыми габаритными размерами, при этом в хвостовиках поршней установлены спиральные пружины с отогнутыми стопорными кольцами. Изобретение обеспечивает уменьшение времени, улучшение условий и повышение надежности зажигания топливных компонентов ЖРД, а также обеспечение многократности применения устройства. 6 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям и может быть использовано для установки на входе в смесительную головку агрегата ЖРД для химического зажигания компонентов топлива.

Известна ампула с пусковым горючим для зажигания компонентов топлива жидкостного ракетного двигателя (ЖРД), которая содержит цилиндрический корпус, установленные в нем два мембранных узла, мембраны которых герметично закреплены внутри корпуса по его периферии со стороны входа и выхода с возможностью их разрыва рабочей средой. Каждый из мембранных узлов выполнен в виде поршня, снабженного хвостовиком, направляющей втулкой и ребрами. Поршень соединен с мембраной, выполненной в форме кольцевой перемычки (Патент РФ №2159353С1 кл. 7 F02K 9/95 от 20.11.2000 г.).

К недостаткам известной ампулы с пусковым горючим следует отнести:

- значительные осевые габариты мембранных узлов, выполненных в виде поршня с хвостовиком направляющей втулки и ребрами, в связи с чем в ампуле на входе и особенно на выходе имеются пустотные объемы, которые после прорыва мембран должны заполняться пусковым горючим, что удлиняет процесс запуска двигателя вследствие более медленного поступления горючего в камеру сгорания или газогенератор (ГГ);

- совмещенное расположение средства заправки пусковым горючим ампулы и средства слива в одной перегородке корпуса вызывает некоторое повышение гидравлического сопротивления тракта, в связи с чем для его снижения возникает необходимость увеличения диаметра проходного сечения ампулы и ее корпуса, что влечет за собой увеличение массы корпуса магистрали, в которую вставляется ампула;

- отсутствие дренажных отверстий на входе в ампулу для вытеснения воздушного объема на ее периферию и последующего выброса в атмосферу. Наличие воздушного объема между пусковым горючим и основным компонентом ухудшает качество процесса горения пускового горючего в агрегатах ЖРД.

Известна ампула с пусковым горючим для зажигания компонентов топлива ЖРД, содержащая корпус, со входом и выходом, два мембранных узла, мембраны которых герметично закреплены по периферии в корпусе со стороны входа и выхода («Конструкция и проектирование ЖРД», под ред. Г.Г. Гахуна. Машиностроение, 1989, с.75, рис.4, 5, прототип). Здесь в трубопроводе горючего «врезан» или выделен объем, отделенный прорывными мембранами от остальной части трубопровода. Этот объем заполняется пусковым горючим, которое самовоспламеняется с используемым в двигателе окислителем.

Основными недостатками известного технического решения являются следующие:

- наличие пустотных объемов на входе и выходе из ампулы (воздушные пазухи, полости трубопроводов и т.д.) вследствие чего удлиняется процесс запуска двигателя, снижается качество и надежность горения топлива;

- однократность запуска, после чего для повторного запуска двигателя ампулу и мембранные узлы необходимо вырезать из магистралей, заменять новыми и вваривать вновь, что усложняет процесс перезарядки;

- отсутствие прочного корпуса (тубуса), в который вставляют ампулу с пусковым горючим, вызывает потребность в увеличении толщины ее стенок и массы при установке в магистралях с высоким давлением рабочей среды (порядка 600 кг/см2 и более).

Задачей предложенного технического решения является уменьшение времени, улучшение условий и повышение надежности зажигания топливных компонентов жидкостного ракетного двигателя (ЖРД), а также обеспечение многократности применения устройства.

Поставленная задача достигается тем, что:

- устройство для химического зажигания компонентов топлива в ЖРД содержит тубус, выполненный цилиндрическим, в который вставлена цилиндрической формы ампула с пусковым горючим, поджатая ввернутым в корпус тубуса отсечным клапаном и состоящая из корпуса, мембранных узлов на входе и выходе мембраны которых герметично закреплены по периферии корпуса ампулы с возможностью разрыва их рабочей средой, при этом на входе в тубус установлен профилированный переходник, уменьшающий пустотный объем с воздухом на входе в ампулу до минимального;

- корпус тубуса своим выходом установлен через угольник непосредственно на головке газогенератора;

- тубус установлен и закреплен на газогенераторе в положении, близком к вертикальному;

- между пусковой ампулой, отсечным клапаном и тубусом совместно с резиновыми уплотнительными кольцами установлены поддерживающие кольца из фторопласта;

- по периферии на входе в ампулу и в корпусе тубуса выполнены дренажные отверстия, а на корпусе тубуса приварены угольники для подсоединения дренажных трубопроводов;

- в ампуле с пусковым горючим перегородки с заправочным и сливным устройствами разнесены по длине ампулы и выполнены с минимальными осевыми габаритными размерами и площадью проходных сечений, при этом заправочное устройство установлено на границе зон пускового горючего и подушки инертного газа;

- в ампуле с пусковым горючим мембранные узлы выполнены с минимальными осевыми габаритными размерами, при этом в хвостовиках поршней установлены спиральные пружины с отогнутыми стопорными кольцами.

На фиг.1 представлена компоновка устройства для химического зажигания компонентов топлива в газогенераторе, соединенном с турбонасосным агрегатом (ТНА).

На фиг.2 приведен продольный разрез устройства, для химического зажигания компонентов топлива.

На фиг.3 показан тубус ампулы ГГ.

На фиг.4 представлен продольный разрез ампулы с пусковым горючим, состоящей из следующих основных деталей и сборочных единиц, где:

1 - устройство для химического зажигания компонентов топлива;

2 - угольник;

3 - газогенератор;

4 - турбонасосный агрегат;

5 - штуцер дренажа воздушного пузыря;

6 - тубус ампулы газогенератора (ГГ);

7 - ампула с пусковым горючим;

8 - корпус;

9 - отсечный клапан;

10 - пиропатрон;

11 - корпус ампулы;

12 - мембранные узлы;

13 - труба;

13а - мембраны;

14 - профилированный переходник;

15 - резиновые уплотнительные кольца;

16 - фторопластовые кольца;

17 - отверстия дренажные;

18, 18а - дренажные отверстия;

19 - отверстия продувки.

20 - дренажные угольники;

21 - перегородки корпуса;

22 - заправочное устройство;

24 - зона пускового горючего;

25 - зона подушки с инертным газом;

26 - сливное устройство;

27 - поршень;

28 - хвостовик поршня;

29 - спиральная пружина;

30 - коллектор дренажа воздуха;

31 - коллектор дренажа смеси воздуха с горючим;

32 - коллектор подвода горючего в ГГ;

33 - штуцер выхода «Г» на газогенератор;

34 - перегородка;

35 - трубопровод;

h - зазор между ампулой с пусковым горючим и профилированным переходником;

А - зазор между тубусом и пусковой ампулой;

Т - торец профилированного переходника;

l - длина штуцера;

П1 - полость ампулы с нейтральным газом;

П2 - полость между ампулой и отсечным клапаном.

Устройство для химического зажигания компонентов топлива 1 при помощи угольника 2 и крепления установлено на газогенераторе 3 (фиг.1), который соединен с ТНА 4. Для дренажа газового пузыря на корпусе устройства приварен штуцер 5.

Устройство для химического зажигания 1 (фиг.2) содержит тубус ампулы газогенератора (ГГ) 6 цилиндрической формы, в которой вставлена цилиндрической формы ампула с пусковым горючим 7, поджатая ввернутым в корпус 8 (фиг.3) тубуса отсечным клапаном 9 (фиг.2).

В отсечном клапане 9 установлен пиропатрон 10 для обеспечения его срабатывания.

Ампула с пусковым горючим (фиг.4) 7 состоит из корпуса 11, мембранных узлов 12 на входе и выходе, мембраны 13 а которых герметично закреплены по периферии ее корпуса.

На входе в тубус ампулы газогенератора (ГГ) 6 установлен профилированный переходник 14 (фиг.3), а между ним и корпусом 8 вварена труба 13.

Для дренажа воздушного пузыря из тубусов 6 устройства 1 установлен и закреплен на газогенераторе 3 в положении, близком к вертикальному.

Между ампулой с пусковым горючим 7, отсечным клапаном 9 и тубусом 6 установлены резиновые уплотнительные кольца 15 и поддерживающие их фторопластовые кольца 16 (фиг.2).

Для дренирования воздушно-горючей смеси по периферии на входе в ампулу 7 выполнены дренажные отверстия 17 (фиг.4), а в корпусе 8 тубуса 6 - дренажные отверстия 18, 18а, отверстие продувки 19 (фиг.3). На корпусе 18 тубуса 6 приварены дренажные уголки 20 для подсоединения к ним дренажных трубопроводов.

В ампуле с пусковым горючим 7 перегородки 21 корпуса 11 разнесены по длине для увеличения объема пускового горючего и выполнены с минимальным осевыми и габаритными размерами для уменьшения массы ампулы.

Заправочное устройство 22 установлено на границе зоны 24 пускового горючего и зоны 25 подушки с инертным газом. Сливное устройство 26 расположено в нижней точке ампулы с учетом пространства для хода поршня 27.

Мембранные узлы 12 выполнены с минимальными осевыми габаритными размерами для уменьшения длины ампулы, при этом в хвостовиках 28 поршней 27 (фиг.4) установлены спиральные пружины 29 с отогнутыми стопорными кольцами для удержания поршней 27 в крайних положениях после прорыва мембраны 13а от давления пускового горючего. Для направления хода поршней 27 предназначены перегородки 34.

Для организации дренажа и подвода горючего в газогенератор между корпусом 8 тубуса 6 (фиг.2), ампулой пускового горючего 7 и отсечным клапаном 8 выполнены коллекторы 30, 31, 32.

На выходе пускового горючего из корпуса тубуса 6 (фиг.2) на газогенератор имеется штуцер выхода «Г» 33.

Ко входу в тубус 6 ампулы газогенератора присоединен трубопровод подвода основного компонента «Г» на газогенератор.

Между ампулой с пусковым горючим (фиг.2) и профилированным переходником 14 обеспечен минимальный зазор h с учетом технологических припусков деталей и усадки материала в сварных швах.

Отвод воздуха из объема между профилированным переходником 14 и ампулой с пусковым горючим 7 осуществляется через полость, образованную между тубусом 6 и ампулой (зазор А). Штуцер 33 выхода «Г» на газогенератор 1 выполнен минимальной длины для уменьшения времени прохождения горючего.

Для компенсации температурных изменений объема пускового горючего в ампуле предусмотрена полость П1 с нейтральным газом (фиг.4).

Между ампулой с пусковым горючим 7 и отсечным клапаном 9 имеется полость П2, из которой через отверстие 18а дренируется воздушно-горючая смесь пред запуском газогенератора.

Устройство для химического зажигания компонентов топлива в ЖРД работает следующим образом(см. фиг.1).

Горючее под давлением от ТНА через регулятор (на фиг.1 не показан) поступает в полость «П» на входе в тубус 6 ампулы ГГ (см. фиг.2) через профилированный переходник 14.

Переходник своим торцем Т заходит внутрь ампулы с пусковым горючим 7, не перекрывая при этом ее дренажных отверстий 17. Заполняя полость «П» горючее выталкивает находящийся в ней воздушный пузырь через дренажные отверстия 17 в зазор А между тубусом 6 и ампулой с пусковым горючим 7.

Поскольку тубус 6 установлен в положении, близком к вертикальному, то воздушный пузырь, проходя пространство образованное зазором А, поступает в коллектор 30, далее в штуцер 5 и дренируются через подсоединенный к нему трубопроводов фиг.1 не показан) в стендовую систему при наземных испытаниях двигателя или в дренажную систему двигателя в полете изделия. Дальнейшее нарастание давления на входе в ампулу с пусковым горючим вызывает разрыв мембраны 13а (см. фиг.4) и сдвижку поршня 27 до упора в перегородку 34. Освободившиеся при этом отогнутые концы спиральной пружины 29 расходятся в стороны и зацепляются за торец Т1, не позволяя поршню 27 совершать обратное движение навстречу потоку под действием гидроудара потока. При дальнейшем движении горючего происходит нарастание давления в ампуле с пусковым горючим 7, что приводит к сжатию нейтрального газа в полости «П1» (зона 26), после чего происходит прорыв мембраны 13а мембранного узла 12 на выходе из ампулы и сдвижка поршня 27 до упора в перегородку 34.

Унитарное, однокомпонентное пусковое горючее, загорающееся при контакте с воздухом поступает в коллектор 32 между отсечным клапаном 9 и корпусом 8 тубуса 6 ампулы ГГ, а поскольку на запуске газа генератора клапан находится в открытом состоянии, то пусковое горючее дальше поступает в газогенератор 3, где соединяясь с воздухом, самовоспламеняется, горит и создает благоприятные условия для сгорания поступающих в камеру IT компонентов топлива (окислителя и горючего). Помимо дренажа газового пузыря через штуцер 5 тубуса ГГ, по мере прохождения далее коллектора 30 по зазору между тубусом и корпусом ампулы смесь воздуха с горючим дренируется через отверстие 18 (см. фиг.3) и дренажный угольник 20 «ДГ1» и подсоединенный трубопровод в общую коробку дренажей (на фиг.1 не показаны). Через отверстие 18а в корпусе тубуса 6 и угольник 16 «ДГ2» дренируется воздух, находящийся в коллекторе 31 и полости П2 между ампулой пускового горючего 7 и отсечным клапаном 9, который через присоединенный трубопровод (на фиг.1 не показан) сбрасывается в общую коробку дренажей. Вышеприведенные мероприятия по дренированию воздушных пузырей, смеси горючего с воздухом направлены на обеспечение однородности и высокого качества поступающего в газогенератор пускового и рабочего горючего, т.е. без воздушных включений, что положительно для горения топливных компонентов без частот и вибраций. Максимальное приближение торца Т профилированного переходника 14 к ампуле с пусковым горючим (зазор h составляет 5 мм) на ее входе, укорочение трубопровода 35 (см. фиг.1) и уменьшение длины 1 штуцера 33 (см. фиг.2) на выходе из корпуса тубуса 6 на ГГ до минимального значения позволяют уменьшить присоединенные объемы, что уменьшает время поступления пускового горючего в газогенератор и интенсифицирует процесс зажигания в нем топливных компонентов.

Сокращение длины двух перегородок 21, а также осевых габаритных размеров мембранных узлов 12 позволили увеличить объем заправляемого в ампулу 7 пускового горючего, который в устройстве увеличен в 1,5-2 раза по сравнению с минимально необходимым для поджига топливных компонентов. Такое увеличение количества пускового горючего положительно сказывается на повышении надежности их зажигания в камере газогенератора.

Установка рядом с резиновыми кольцами 15 фторопластовых колец 16 исключает разрушение первых и продавливание их в щелевой зазор между тубусом и отсечным клапаном, т.е. повышает надежность работы уплотнений и улучшает герметичность соединений.

Уменьшение проходных сечений отверстий D (см. фиг.4) до необходимого значения позволило снизить диаметральные размеры перегородок 21, корпуса 11, мембранных узлов 12, что в конечном счете привело к уменьшению массы ампулы, тубуса и устройства в целом.

Заправка ампулы пусковым топливом производится в ее вертикальном положении (зона 24) до заправочного устройства 22, затем в полость П1 нагнетается нейтральный газ, который обеспечивает компенсацию объемных изменений пускового горючего в зависимости от температуры окружающей среды и, тем самым, предотвращает разрушение ампулы от изменения внутреннего давления.

Применение спиральной пружины 29 с отгибными кольцами повышает надежность работы мембранных узлов после их срабатывания, т.к. обеспечивает удержание поршней 27 в сдвинутом состоянии и постоянство площадей проходных сечений перегородок 34 на входе и выходе ампулы с пусковым горючим.

Предложенное устройство для химического зажигания компонентов топлива в ЖРД является многократным при использовании его при огневой стендовой отработке ЖРД, т.к. обеспечивает возможность перезарядки новыми ампулами с пусковым горючим после демонтажа отработанных ампул, промывки, продувки полостей и замены уплотнительных колец разового применения.


УСТРОЙСТВО ДЛЯ ХИМИЧЕСКОГО ЗАЖИГАНИЯ КОМПОНЕНТОВ ТОПЛИВА В ЖРД
УСТРОЙСТВО ДЛЯ ХИМИЧЕСКОГО ЗАЖИГАНИЯ КОМПОНЕНТОВ ТОПЛИВА В ЖРД
УСТРОЙСТВО ДЛЯ ХИМИЧЕСКОГО ЗАЖИГАНИЯ КОМПОНЕНТОВ ТОПЛИВА В ЖРД
УСТРОЙСТВО ДЛЯ ХИМИЧЕСКОГО ЗАЖИГАНИЯ КОМПОНЕНТОВ ТОПЛИВА В ЖРД
Источник поступления информации: Роспатент

Показаны записи 71-80 из 105.
20.01.2016
№216.013.a33b

Блок клапанов

Изобретение относится к арматуростроению, а именно к нормально открытым клапанам, и может быть использовано в машиностроении, например в ракетной технике. Блок клапанов состоит минимум из двух клапанов, содержащих корпуса с патрубками входа и выхода, затворы, поршни, установленные в проточки...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002573429
Дата охранного документа: 20.01.2016
20.01.2016
№216.013.a402

Устройство для крепления агрегатов жидкостного ракетного двигателя

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в жидкостных ракетных двигателях (ЖРД). Устройство для крепления агрегатов ЖРД содержит тягу, изготовленную из трубы, со сферическими опорами для крепления к раме или корпусам агрегатов, основные опоры с осевыми...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002573628
Дата охранного документа: 20.01.2016
20.02.2016
№216.014.ce0b

Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель (ЖРД), содержащий камеру, газогенератор, агрегаты управления и регулирования, по крайней мере, один турбонасосный агрегат с, как минимум, двумя насосами для двух горючих, причем газовый...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002575238
Дата охранного документа: 20.02.2016
20.02.2016
№216.014.cf04

Дренажное устройство жидкостного ракетного двигателя

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано в системах дренажа жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) для удаления утечек топливных компонентов, паров и других отходов, выделяемых при функционировании агрегатов. Дренажное устройство ЖРД, содержащее...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002575239
Дата охранного документа: 20.02.2016
20.06.2016
№217.015.0313

Блок сопел

Изобретение относится к арматуростроению, а именно к нормально закрытым клапанам, и может быть использовано в машиностроении, например в ракетной технике. Блок сопел состоит из корпусов, герметично соединенных между собой общим патрубком входа сваркой. Затворы установлены в корпусы. Седла с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002587729
Дата охранного документа: 20.06.2016
10.04.2016
№216.015.2ba4

Жидкостный ракетный двигатель с дефлектором на срезе сопла

Изобретение относится к управлению вектором тяги жидкостного ракетного двигателя (ЖРД). ЖРД содержит камеру с охлаждаемой сверхзвуковой частью сопла, неохлаждаемый насадок из углерод-углеродного композиционного материала (УУКМ), рулевые агрегаты и раму, наружная поверхность неохлаждаемого...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002579294
Дата охранного документа: 10.04.2016
10.04.2016
№216.015.2d0c

Жидкостный ракетный двигатель с управляемым вектором тяги

Изобретение относится к области ракетостроения, в частности к жидкостным ракетным двигателям с управляемым вектором тяги. Жидкостной ракетный двигатель с управляемым вектором тяги, содержащий камеру с возможностью качания в цапфах в главных плоскостях стабилизации, магистрали подвода...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002579293
Дата охранного документа: 10.04.2016
10.04.2016
№216.015.2dd8

Газовый тракт жрд

Изобретение относится к области жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) с дожиганием окислительного генераторного газа. Газовый тракт на выходе из газогенератора и в корпусе турбины ТНА снабжен гальваническим никелевым и медным покрытиями, повышающими стойкость агрегатов к возгоранию, единый...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002579296
Дата охранного документа: 10.04.2016
10.04.2016
№216.015.2ddb

Жидкостный ракетный двигатель

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД) и может быть использовано при их проектировании. ЖРД, работающий на криогенных компонентах топлива, содержащий камеру с охлаждающим трактом, состоящим из двух участков охлаждения окислителем и горючим, турбонасосные агрегаты, на...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002579295
Дата охранного документа: 10.04.2016
27.04.2016
№216.015.38a0

Способ пуска космической ракеты

Изобретение относится к области ракетной техники и касается вопросов обеспечения безопасности пуска ракеты. Способ пуска космической ракеты заключается в превентивном выведении на режим предельного или частичного форсирования всех двигателей до отрыва ракеты от стартового стола или в начале...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002582514
Дата охранного документа: 27.04.2016
Показаны записи 71-80 из 109.
20.01.2016
№216.013.a33b

Блок клапанов

Изобретение относится к арматуростроению, а именно к нормально открытым клапанам, и может быть использовано в машиностроении, например в ракетной технике. Блок клапанов состоит минимум из двух клапанов, содержащих корпуса с патрубками входа и выхода, затворы, поршни, установленные в проточки...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002573429
Дата охранного документа: 20.01.2016
20.01.2016
№216.013.a402

Устройство для крепления агрегатов жидкостного ракетного двигателя

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в жидкостных ракетных двигателях (ЖРД). Устройство для крепления агрегатов ЖРД содержит тягу, изготовленную из трубы, со сферическими опорами для крепления к раме или корпусам агрегатов, основные опоры с осевыми...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002573628
Дата охранного документа: 20.01.2016
20.02.2016
№216.014.ce0b

Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения. Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель (ЖРД), содержащий камеру, газогенератор, агрегаты управления и регулирования, по крайней мере, один турбонасосный агрегат с, как минимум, двумя насосами для двух горючих, причем газовый...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002575238
Дата охранного документа: 20.02.2016
20.02.2016
№216.014.cf04

Дренажное устройство жидкостного ракетного двигателя

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано в системах дренажа жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) для удаления утечек топливных компонентов, паров и других отходов, выделяемых при функционировании агрегатов. Дренажное устройство ЖРД, содержащее...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002575239
Дата охранного документа: 20.02.2016
20.06.2016
№217.015.0313

Блок сопел

Изобретение относится к арматуростроению, а именно к нормально закрытым клапанам, и может быть использовано в машиностроении, например в ракетной технике. Блок сопел состоит из корпусов, герметично соединенных между собой общим патрубком входа сваркой. Затворы установлены в корпусы. Седла с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002587729
Дата охранного документа: 20.06.2016
10.04.2016
№216.015.2ba4

Жидкостный ракетный двигатель с дефлектором на срезе сопла

Изобретение относится к управлению вектором тяги жидкостного ракетного двигателя (ЖРД). ЖРД содержит камеру с охлаждаемой сверхзвуковой частью сопла, неохлаждаемый насадок из углерод-углеродного композиционного материала (УУКМ), рулевые агрегаты и раму, наружная поверхность неохлаждаемого...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002579294
Дата охранного документа: 10.04.2016
10.04.2016
№216.015.2d0c

Жидкостный ракетный двигатель с управляемым вектором тяги

Изобретение относится к области ракетостроения, в частности к жидкостным ракетным двигателям с управляемым вектором тяги. Жидкостной ракетный двигатель с управляемым вектором тяги, содержащий камеру с возможностью качания в цапфах в главных плоскостях стабилизации, магистрали подвода...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002579293
Дата охранного документа: 10.04.2016
10.04.2016
№216.015.2dd8

Газовый тракт жрд

Изобретение относится к области жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) с дожиганием окислительного генераторного газа. Газовый тракт на выходе из газогенератора и в корпусе турбины ТНА снабжен гальваническим никелевым и медным покрытиями, повышающими стойкость агрегатов к возгоранию, единый...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002579296
Дата охранного документа: 10.04.2016
10.04.2016
№216.015.2ddb

Жидкостный ракетный двигатель

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД) и может быть использовано при их проектировании. ЖРД, работающий на криогенных компонентах топлива, содержащий камеру с охлаждающим трактом, состоящим из двух участков охлаждения окислителем и горючим, турбонасосные агрегаты, на...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002579295
Дата охранного документа: 10.04.2016
27.04.2016
№216.015.38a0

Способ пуска космической ракеты

Изобретение относится к области ракетной техники и касается вопросов обеспечения безопасности пуска ракеты. Способ пуска космической ракеты заключается в превентивном выведении на режим предельного или частичного форсирования всех двигателей до отрыва ракеты от стартового стола или в начале...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002582514
Дата охранного документа: 27.04.2016
+ добавить свой РИД