Приводимых в движение газовой турбиной, работающей на газообразных продуктах сгорания топлива (F02K9/48)

F02   Двигатели внутреннего сгорания (газораспределительные механизмы для них, смазка, выхлоп и глушение выхлопа F01); силовые установки, работающие на горячих газах или продуктах сгорания (22617)
F02K     Реактивные двигательные установки (размещение и крепление реактивных двигательных установок на наземных транспортных средствах или транспортных средствах вообще B60K; размещение и крепление реактивных двигательных установок на судах B63H; управление положением в пространстве, направлением и высотой полета летательного аппарата B64C; размещение и крепление реактивных двигательных установок на летательных аппаратах B64D; установки, в которых энергия рабочего тела распределяется между реактивными движителями и движителями иного типа, например воздушными винтами F02B,F02C; конструктивные элементы реактивных двигателей, общие с газотурбинными установками, воздухозаборники и управление топливоподачей в воздушно-реактивных двигателях F02C) (2873)
F02K9/48                     Приводимых в движение газовой турбиной, работающей на газообразных продуктах сгорания топлива (турбонасосная система подачи)(125)

Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием // 2786605
Изобретение относится к ракетной технике. Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием, содержащий газогенератор, турбонасосный агрегат с турбиной и насосами, входные магистрали окислителя и горючего, камеру с соплом и смесительной головкой, соединенной газоводом с затурбинной полостью турбонасосного агрегата, снабженную трактом охлаждения выходного участка сопла, соединенным выходом с помощью коллекторов и трубопровода с полостью смесительной головки, а входом - магистралью с трактом охлаждения камеры и минимального сечения сопла, соединенным с выходным патрубком насоса недостающего в газогенераторе компонента, при этом турбонасосный агрегат снабжен приводом, при этом между полостью смесительной головки недостающего в газогенераторе компонента и трубопроводом на выходе тракта охлаждения выходного участка сопла установлен соединенный с ним своим входом, а выходом с полостью смесительной головки, снабженный приводом подкачивающий насос.

Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием // 2784462
Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям с дожиганием. Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием, содержащий двигательный отсек с опорной рамой с возможностью качания в одной из плоскостей стабилизации, работающую с избытком одного из компонентов турбину турбонасосного агрегата с затурбинной полостью, соединенной с газоводом камеры с минимальным сечением и выходным участком сопла, снабженным коллектором подвода в тракт охлаждения камеры недостающего в турбине одного из компонентов, соединенными с опорной рамой, в нем корпус турбонасосного агрегата своим цилиндрическим участком размещен продольной осью симметрии под острым углом к продольной оси симметрии двигателя, например 40-45°, в параллельной продольной оси двигателя плоскости с размещением в секторном пространстве полости двигательного отсека с внешней части минимального сечения сопла с обеспечением минимального расстояния между продольными осями симметрии камеры и турбонасосного агрегата, а корпусов камеры и турбонасосного агрегата - с зазором без касания их друг с другом.

Жидкостный ракетный двигатель на криогенном топливе // 2773694
Изобретение относится к ракетной технике, в частности к созданию жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) на криогенном топливе. Жидкостный ракетный двигатель на криогенном топливе, содержащий камеру сгорания со смесительной головкой и соплом, снабженную трактом охлаждения, турбонасосный агрегат с ротором и турбиной в качестве привода и насосом криогенного окислителя и насосом углеводородного горючего с расходными магистралями окислителя и углеводородного горючего, вход предтурбинной полости которого соединен магистралью с выходом тракта охлаждения, а затурбинная полость которого соединена с полостью смесительной головки, согласно изобретению в нем вход тракта охлаждения соединен магистралью с расходной магистралью турбонасоса углеводородного горючего, а ротор турбины дополнительно снабжен узлом кинематической связи с дополнительным приводом с возможностью обеспечения страгивания ротора из состояния покоя, его вращения в начальный момент времени раскрутки турбонасосного агрегата с возможностью отключения дополнительного привода на стационарном режиме.

Жидкостный ракетный двигатель, работающий по схеме с дожиганием восстановительного генераторного газа // 2771473
Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям, работающим с дожиганием генераторного газа. Предлагается жидкостный ракетный двигатель, работающий по схеме с дожиганием восстановительного генераторного газа, содержащий камеру с охлаждающим трактом высокого и низкого давления, турбонасосные бустерные агрегаты горючего и окислителя и турбонасосный агрегат, согласно изобретению полость низкого давления тракта охлаждения соединена с входными полостями турбин турбонасосных бустерных агрегатов горючего и окислителя, а выходные полости турбин турбонасосных бустерных агрегатов горючего и окислителя соединены с входной полостью насоса горючего турбонасосного агрегата.

Жидкостный ракетный двигатель, выполненный по схеме без дожигания в камере // 2765219
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях жидкостных ракетных двигателей, выполненных по схеме без дожигания в камере. Изобретение направлено на уменьшение потерь удельного импульса двигателя, связанных с приводом ТНА.

Жидкостный ракетный двигатель // 2757146
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в конструкции жидкостного ракетного двигателя с турбонасосной системой подачи топлива, выполненного по схеме без дожигания, с радиационно-охлаждаемым насадком сопла камеры.

Жидкостный ракетный двигатель // 2757145
Изобретение относится к ракетной технике. Жидкостный ракетный двигатель включает бустерные насосные агрегаты, турбонасосный агрегат, камеру и газогенератор, при этом в состав двигателя включена автономная аккумуляторная батарея, приводы бустерных насосов выполнены в виде синхронных электродвигателей, а в конструкцию ТНА встроен синхронный электрогенератор с ротором на валу и статором в корпусе ТНА, причем клеммы электродвигателей и электрогенератора коммутированы с клеммами аккумуляторной батареи через преобразователь электрического напряжения постоянного тока в фазные напряжения переменного тока, обеспечивающий также функцию обратного преобразования.

Криогенный жидкостный ракетный двигатель комбинированной схемы (варианты) // 2755848
Изобретение относится к области ракетостроения и может быть использовано в жидкостных ракетных двигателях (ЖРД) и энергоустановках различного назначения. Криогенный жидкостный ракетный двигатель комбинированной схемы содержит камеру с головкой и трактом охлаждения, турбонасосный агрегат окислителя, состоящий из насоса окислителя и турбины, турбонасосный агрегат горючего, состоящий из насоса горючего и турбины, вход турбины которого соединен с выходом тракта охлаждения камеры, а ее выход соединен с входом головки камеры, магистрали окислителя и горючего высокого давления, при этом на входе турбины турбонасосного агрегата окислителя установлен газогенератор, вырабатывающий рабочий газ для привода турбины, причем вход газогенератора соединен с магистралями окислителя и горючего высокого давления.

Бустерный турбонасосный агрегат жрд // 2734733
Изобретение относится к области ракетостроения и может быть использовано в жидкостных ракетных двигателях, преимущественно в двигателях с большой и средней тягой. Бустерный турбонасосный агрегат жидкостного ракетного двигателя содержит осевой насос, корпус и вал, на который установлены осевое колесо насоса и подшипники, согласно изобретению подшипники установлены между осевыми упорами корпуса, а между подшипниками установлена осевая пружина.

Бустерный турбонасосный агрегат жрд (варианты) // 2730566
Изобретение относится к области ракетостроения и может быть использовано в жидкостных ракетных двигателях (ЖРД), преимущественно кислородно-метановых и кислородно-водородных. Бустерный турбонасосный агрегат ЖРД, содержащий насос, турбину, подшипник турбины, подшипник насоса, разделительную полость между насосом и турбиной, ограниченную со стороны турбины уплотнением вала, подшипник турбины установлен со стороны насоса за разделительной, согласно изобретению разделительная полость размещена между подшипником турбины и уплотнением вала, со стороны турбины, в разделительной полости установлен разгрузочный диск, на наружном диаметре которого выполнено уплотнение, а разделительная полость в периферийной части соединена отводящими каналами с отводом насоса.

Жидкостный ракетный двигатель // 2729310
Изобретение относится к области ракетостроения и может быть использовано в жидкостных ракетных двигателях (ЖРД), ядерных ракетных двигателях (ЯРД) и энергоустановках различного назначения. Жидкостный ракетный двигатель состоит из камеры 1, турбонасосного агрегата (ТНА) 2, бустерных насосных агрегатов 3 (БНА1) и 4 (БНА2), установленных на линии каждого из компонентов топлива.

Камера жидкостного ракетного двигателя, работающего по безгазогенераторной схеме // 2718105
Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Камера жидкостного ракетного двигателя, работающего по безгазогенераторной схеме, состоящая из последовательно соединенных смесительной головки, камеры сгорания и сопла, согласно изложению, смесительная головка совместно с камерой сгорания выполнена из двух или более конструктивно обособленных параллельно функционирующих блоков, объединенных единым соплом по трактам продуктов сгорания.

Жидкостная ракетная двигательная установка со вспомогательной элктрической мощностью // 2711887
Изобретение относится к жидкостной ракетной двигательной установке. Жидкостная ракетная двигательная установка со вспомогательной электрической мощностью содержит форкамеру (11) для образования газообразных продуктов сгорания горючего и окислителя; главную камеру (10) сгорания для сжигания газовой смеси из горючего и газообразных продуктов сгорания, выпускаемых из форкамеры (11), турбонасос (20), включающий в себя турбину (21), вращаемую потоком газообразных продуктов сгорания, и первый насос (22) и второй насос (23), приводимые вращением турбины, при этом турбонасос (20) подает горючее из бака (30) горючего в форкамеру (11) и подает окислитель из бака (40) окислителя в форкамеру (11) и в главную камеру (10) сгорания, электрический двигатель (25) для вращения турбины (21) до форкамеры (11) и главной камеры (10) сгорания и муфту для соединения электрического двигателя (25) и турбины (21) и размыкания этого соединения между электрическим двигателем (25) и турбиной (21).

Способ получения восстановительного газа // 2698781
Изобретение относится к ракетной технике. Способ получения восстановительного газа, основанный на газификации жидких окислителя и избыточного количества горючего путем их химического взаимодействия в нескольких зонах, в соответствии с изобретением полный расход окислителя предварительно газифицируют в первой зоне взаимодействием с малой частью расхода горючего, этот окислительный газ используют в качестве эжектирующего рабочего тела в эжекторе-дожигателе конденсированной фазы во второй зоне, газ из которого смешивают для взаимодействия в третьей зоне с оставшейся частью расхода горючего, затем полученный восстановительный газ путем сепарации разделяют на очищенный газ, который подают потребителю, и псевдоожиженную небольшим расходом газа конденсированную фазу, которую используют в качестве эжектируемого рабочего тела в упомянутом эжекторе-дожигателе.

Способ обеспечения герметичности турбонасосного агрегата в условиях высоких вибрационных нагрузок // 2691414
Изобретение относится к уплотнительной технике. Способ обеспечения герметичности турбонасосного агрегата в условиях высоких вибрационных нагрузок заключается в определении допустимого радиального люфта вала, равного 0,15÷0,30 мм.

Вращательный механизм // 2682228
Предложен вращательный механизм, такой как турбокомпрессор, имеющий систему восстановления текучей среды для восстановления протекающей рабочей среды, такой как газообразный гелий в контуре гелия, который протек через уплотнения вала, предусмотрено очистное устройство для удаления загрязняющих веществ из рабочей среды, причем турбокомпрессор может иметь одну текучую среду, такую как гелий или водород, пропускаемую через один турбокомпонент, такой как турбина, и вторую рабочую среду, такую как воздух или гелий, пропускаемую через второй турбокомпонент, такой как компрессор, при этом вращательный механизм выполнен с возможностью установки в двигателе летательного аппарата.

Жидкостный ракетный двигатель // 2662028
Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при проектировании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Жидкостный ракетный двигатель содержит камеру сгорания с трактом охлаждения и форсуночной головкой, газогенератор, турбонасосный агрегат, включающий в себя насос горючего, насос окислителя, турбину, вход которой сообщается с выходом газогенератора, а выход со смесителем, выполненным в виде трубки Вентури и соединенным с выходом насоса окислителя, при этом выход смесителя соединен с форсуночной головкой камеры.

Устройство запуска турбонасоса ракетного двигателя // 2648480
Изобретение относится к устройству запуска турбонасоса (1) ракетного двигателя летательного аппарата, содержащего тяговый газотурбинный двигатель и ракетный двигатель, которое содержит систему пневматического питания запуска турбины (1а) турбонасоса сжатым воздухом, отбираемым при помощи отвода (4) на ступени (6а) компрессора тягового турбинного двигателя (5) летательного аппарата на входе в камеру (7) сгорания указанного газотурбинного двигателя.

Жидкостный ракетный двигатель // 2647937
Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при проектировании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Жидкостный ракетный двигатель содержит камеру сгорания с трактом охлаждения и форсуночной головкой, газогенератор, турбонасосный агрегат, включающий в себя насос горючего, насос окислителя, турбину, вход которой сообщается с выходом газогенератора, а выход - с эжектором, соединенным с трактом охлаждения камеры, при этом выход эжектора соединен с форсуночной головкой камеры.

Ракетный двигатель в сборе // 2642938
Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Ракетный двигатель в сборе (5), включающий в себя бак (30B) для жидкого кислорода, двигатель (10), имеющий камеру сгорания (12), и «нагреватель» теплообменник (46) для превращения в пар жидкого кислорода.

Способ и устройство для питания ракетного двигателя // 2641791
Изобретение относится к устройству питания камер ракетных двигателей (100) первым и вторым компонентами ракетного топлива. Первый контур (16) питания создающей тягу камеры (10) включает в себя турбонасос (22), имеющий по меньшей мере один насос (22a) для перекачки первого компонента ракетного топлива из первого бака (12) и турбину (22b), механически соединенную с упомянутым насосом (22a).

Жидкостный ракетный двигатель // 2612232
Изобретение относится к ракетной технике и может быть применено для запуска ЖРД. Жидкостной ракетный двигатель содержит блок управления, камеру, турбонасосный агрегат, содержащий установленные на валу турбину, насосы окислителя и горючего и газогенератор, установленный на нем и соединенный газоводом с камерой, запальные устройства на камере сгорания и газогенераторе, электрогенератор, установленный на валу турбонасосного агрегата, соединенный силовыми кабелями с средством интенсификации горения, при этом в качестве средства интенсификации горения применены СВЧ-излучатели, установленные на поверхности камеры и/или газогенератора.

Реактивная двигательная установка и способ подачи топлива // 2603303
Изобретение относится к области реактивных двигательных установок, а более конкретно к реактивной двигательной установке (1), в которой первый топливный контур (6) для подачи первого компонента топлива в основной двигатель (4) содержит отвод (13), расположенный ниже по потоку от насоса (8b) первого турбонасоса (8) и проходящий через первый регенеративный теплообменник (10) и турбину (8a) первого турбонасоса (8), а второй топливный контур (7) для подачи второго компонента топлива в основной двигатель (4) содержит отвод, расположенный ниже по потоку от насоса (9b) второго турбонасоса (9) и проходящий через второй регенеративный теплообменник (11) и турбину (9a) второго турбонасоса (9).

Блок сопел // 2587729
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.

Газовый тракт жрд // 2579296
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 концевой участок изогнутого трубопровода двигателя в полетной комплектации снабжен смотровым отверстием и приваренным к нему резьбовым штуцером осмотра колеса турбины с установленной на нем заглушкой и уплотнительным кольцом, в патрубках на выходе из единого концевого участка изогнутого трубопровода смонтированы резьбовые штуцеры с установленными в них тремя термопарами, имеющими различную длину чувствительного элемента, и уплотнительными прокладками, на прямолинейных участках разветвленного изогнутого трубопровода установлены теплообменники, снабженные штуцерами подвода и отвода газа наддува, причем штуцер подвода газа наддува расположен ниже по потоку окислительного генераторного газа.

Агрегат подачи топлива жидкостного ракетного двигателя // 2574192
Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям, работающим на криогенном окислителе и на углеводородном горючем. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий газогенератор, имеющий головку и расположенный под ним турбонасосный агрегат, содержащий, в свою очередь, основную турбину и насосы окислителя и горючего, дополнительный насос горючего и пусковую турбину с по меньшей мере одним источником высокого давления, содержащим пирозаряд, при этом выход из насоса окислителя соединен трубопроводом, содержащим клапан окислителя с головкой газогенератора, при этом на источнике высокого давления выполнена торцовая стенка с отверстиями, число которых соответствует числу пирозарядов, при этом установлено не менее двух пирозарядов, пусковая турбина выполнена с по меньшей мере двумя сопловыми аппаратами, закрытыми заслонкой, имеющей возможность поочередного открытия отверстий и их совмещения с одним из сопловых аппаратов, а трубопровод в месте соединения с газогенератором установлен радиально.

Турбонасосный агрегат // 2573440
Изобретение относится к турбонасосостроению и может быть использовано в турбонасосных агрегатах (ТНА) ЖРД верхних ступеней ракет многоразового включения. Изобретение решает задачу работоспособности подшипников ТНА в условиях воздействия вакуума при многократном включении ЖРД, что достигается уменьшением нагрева подшипников. Для этого турбонасосный агрегат включает корпус 1, ротор с центробежным насосом 2, турбину 3, подшипниковую опору 4, входной патрубок насоса низкого давления 5, выход из насоса высокого давления 6, камеру высокого давления 7, трубопровод 8, обратный клапан 9 и жиклер 10.

Жидкостный ракетный двигатель // 2562323
Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания, турбонасосный агрегат, дренажную полость, соединенную с дренажным трубопроводом, баллон со сжатым газом, причем дренажная полость расположена между насосом окислителя и турбиной, а дренажный трубопровод снабжен газовым эжектором, согласно изобретению между турбиной и насосом окислителя и между насосом окислителя и насосом горючего выполнены по две дренажные полости, а газовый эжектор соединен трубопроводом с полостью за турбиной.

Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель // 2562315
Изобретение относится к ракетной технике. Жидкостный ракетный двигатель (ЖРД), содержащий турбонасосный агрегат, содержащий установленные на валу турбину, насосы окислителя, два насоса горючего, и камеру сгорания, имеющую цилиндрическую часть с форсунками окислителя и горючего, и сопло с главным коллектором горючего и системой регенеративного охлаждения, при этом турбонасосный агрегат и камера сгорания установлены соосно, камера сгорания выполнена двухзонной и содержит первую кольцевую зону с кольцевым форсуночным блоком и верхним коллектором горючего и вторую зону с центральным форсуночным блоком, выполненным в виде пустотелого цилиндра, имеющего осевые дополнительные форсунки второго горючего, а турбина установлена между первой и второй зонами камеры сгорания, турбина выполнена состоящей из соплового аппарата, рабочего колеса и спрямляющего аппарата с полостью внутри него, центральный форсуночный блок выполнен пустотелым и его полость соединена отверстиями через полость внутри спрямляющего аппарата с зазором регенеративного охлаждения сопла вторым горючим и второй зоны камеры сгорания, а полость внутри спрямляющего аппарата щелевыми отверстиями соединена с второй зоной.

Турбонасосный агрегат жидкостного ракетного двигателя // 2560656
Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям, работающим на криогенном окислителе и на углеводородном горючем. В турбонасосном агрегате (ТНА) жидкостного ракетного двигателя, содержащем основную турбину и насосы окислителя, горючего и пусковую турбину с по меньшей мере одним источником высокого давления, содержащим пирозаряд, согласно изобретению на источнике высокого давления выполнена торцевая стенка с отверстиями, число которых соответствует числу пирозарядов, при этом установлено не менее двух пирозарядов, пусковая турбина выполнена с по меньшей мере двумя сопловыми аппаратами, закрытыми заслонкой, имеющей возможность поочередного открытия отверстий.

Жидкостный ракетный двигатель // 2551713
Изобретение относится к ракетному двигателестроению и может быть использовано при проектировании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). ЖРД, имеющий в составе камеру сгорания и вспомогательную камеру, работающую с избытком одного из компонентов топлива, соединенные в единый блок, согласно изобретению он снабжен турбонасосным агрегатом, вход в турбину которого сообщен со вспомогательной камерой, кроме того, двигатель дополнительно снабжен газогенератором, работающим с избытком второго компонента топлива, выход из которого сообщен с форсуночной головкой камеры сгорания.

Система подачи жидкого кислорода и способ его подачи из бака потребителю // 2547353
Изобретение относится к области силовых установок летательных аппаратов. Система подачи жидкого кислорода, содержащая агрегат соединенных последовательно гидравлически друг с другом насосов трех каскадов с автономными приводами, бак с кислородом и потребитель кислорода, где вход системы соединен с баком, а выход - с потребителем кислорода, в соответствии с изобретением снабжена источником газа высокого давления с вентилем, смесителем и потребителем газа, где источник газа соединен через вентиль с входом привода насоса третьего каскада, выполненного в виде турбины, выход газа из турбины третьего каскада соединен с потребителем газа и с входами газа приводов насосов первого и второго каскадов, выполненных в виде осевых турбин, расположенных коаксиально соответствующим насосам и скрепленных с ними, выходы газа из турбин первого и второго каскадов соединены через смеситель с выходом жидкого кислорода из насоса первого каскада, причем каналы подачи кислорода в насосах первого и второго каскадов выполнены диагональными с осевыми входами и выходами, а насос третьего каскада выполнен центробежным.

Турбонасосный агрегат жидкостного ракетного двигателя // 2545615
Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к турбонасосным агрегатам. В турбонасосном агрегате жидкостного ракетного двигателя, содержащем установленные на валу рабочее колесо насоса окислителя, рабочее колесо насоса горючего и рабочее колесо турбины, размещенные в корпусе турбонасосного агрегата, при этом он содержит электрогенератор, имеющий статор и ротор с валом, вал электрогенератора соединен с валом турбонасосного агрегата, при этом между валом турбонасосного агрегата и валом электрогенератора установлена магнитная муфта.

Жидкостный ракетный двигатель // 2545613
Изобретение относится к ракетно-космической технике. В жидкостном ракетном двигателе, содержащем систему управления с бортовым компьютером, камеру, турбонасосный агрегат и газогенератор, соединенный газоводом с камерой, и запальные устройства на камере сгорания и газогенераторе, на камере сгорания и газогенераторе установлены свечи электрического зажигания, на валу турбонасосного агрегата установлен электрогенератор, а внутри газовода активатор газогенераторной смеси, а к пусковой турбине присоединен бортовой баллон сжатого воздуха.

Жидкостный ракетный двигатель // 2544684
Изобретение относится к ракетному двигателестроению и может быть использовано при проектировании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). ЖРД, содержащий камеру, газогенератор, топливные насосы и двухступенчатую турбину, питаемую генераторным газом, выход из первой ступени которой соединен с форсуночной головкой камеры, согласно изобретению, выход из второй ступени турбины соединен с входом в корпус турбины бустерного насоса одного из компонентов топлива, выход из которого соединен со входом в двигатель или с окружающей средой.

Турбонасосный агрегат жидкостного ракетного двигателя // 2539315
Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям. Турбонасосный агрегат жидкостного ракетного двигателя содержит турбину и насосы окислителя и горючего с рабочими колесами, согласно изобретению турбина выполнена биротативной и содержит два рабочих колеса, выполненных без сопловых аппаратов с возможностью вращения в противоположные стороны, каждое из которых соединено соответственно с рабочим колесом насоса окислителя и насоса горючего.

Турбонасосный агрегат окислителя жидкостного ракетного двигателя безгенераторной схемы // 2533524
Изобретение относится к области турбомашиностроения, а именно к высокооборотным высоконапорным центробежным насосам, и может быть использовано в области ракетостроения, в турбонасосных агрегатах (ТНА) жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).

Жидкостный ракетный двигатель // 2531835
Изобретение относится к ракетной технике. Жидкостный ракетный двигатель содержит турбонасосный агрегат, содержащий в свою очередь установленные на валу турбину, насосы окислителя и горючего, и камеру сгорания, имеющую цилиндрическую часть с форсунками окислителя и горючего и сопло с главным коллектором горючего и системой регенеративного охлаждения, согласно изобретению турбонасосный агрегат и камера сгорания установлены соосно, камера сгорания выполнена двухзоной и содержит первую кольцевую зону с кольцевым форсуночным блоком и верхним коллектором горючего и вторую зону с центральным форсуночным блоком, имеющим дополнительные форсунки горючего, а турбина установлена между первой и второй зонами камеры сгорания.

Жидкостный ракетный двигатель // 2531833
Изобретение относится к ракетной технике. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий турбонасосный агрегат, содержащий установленные на валу турбину, насосы окислителя и горючего, и камеру сгорания, имеющую цилиндрическую часть с форсунками окислителя и горючего и сопло с главным коллектором горючего и системой регенеративного охлаждения, согласно изобретению турбонасосный агрегат и камера сгорания установлены соосно, камера сгорания выполнена двухзонной и содержит первую кольцевую зону с кольцевым форсуночным блоком и верхним коллектором горючего, и вторую зону с центральным форсуночным блоком, выполненным в виде пустотелого цилиндра, имеющего осевые дополнительные форсунки горючего, а турбина установлена между первой и второй зонами камеры сгорания, турбина выполнена состоящей из соплового аппарата, рабочего колеса и спрямляющего аппарата с полостью внутри него, центральный форсуночный блок выполнен пустотелым и его полость соединена осевым отверстиями через полость внутри спрямляющего аппарата с зазором регенеративного охлаждения сопла и второй зоны камеры сгорания, а полость внутри спрямляющего аппарата щелевыми отверстиями соединена с второй зоной.

Жидкостный ракетный двигатель // 2531831
Изобретение относится к ракетной технике. Жидкостной ракетный двигатель, содержащий турбонасосный агрегат, содержащий установленные на валу турбину, насосы окислителя и горючего, и камеру сгорания, имеющую цилиндрическую часть с форсунками окислителя и горючего, и сопло с главным коллектором горючего и системой регенеративного охлаждения, согласно изобретению турбонасосный агрегат и камера сгорания установлены соосно, камера сгорания выполнена двухзонной и содержит первую кольцевую зону с кольцевым форсуночным блоком и верхним коллектором горючего и вторую зону с центральным форсуночным блоком, имеющим дополнительные форсунки горючего, а турбина установлена между первой и второй зонами камеры сгорания.

Жидкостный ракетный двигатель по схеме с дожиганием генераторного газа // 2520771
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.

Жидкостный ракетный двигатель // 2514582
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.

Жидкостный ракетный двигатель // 2514466
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.

Способ обеспечения бессрывной работы турбонасосного агрегата многорежимного жидкостного ракетного двигателя на режимах глубокого дросселирования // 2513023
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.

Зенитная ракета и жидкостный ракетный двигатель // 2496090
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.

Жидкостный ракетный двигатель // 2495273
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.

Атомная подводная лодка // 2494004
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.

Атомная подводная лодка и жидкостный ракетный двигатель морского исполнения // 2488517
Изобретение относится к судостроению, преимущественно атомному подводному. .

Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель // 2484287
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано преимущественно в ЖРД. .

Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель // 2484286
Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям, работающим на жидком водороде. .
 
.
Наверх