Управление (F02K9/56)
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 Ракетные двигательные установки, т.е. установки, для работы которых используется горючее и окислитель; управление этими установками (химический состав топлив C06B,C06D)
(1616)
F02K9/56 Управление(26)
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в двигательных установках ракет. В состав системы управления двигательной установкой летательного аппарата с насосной системой подачи порошкообразного металла в камеру сгорания входят бак для гелеобразного горючего с порошкообразной металлической присадкой, гидравлическая магистраль между баком и камерой сгорания с регулятором вязкости гелеобразного горючего, расположенным перед насосным агрегатом, источник электропитания и агрегаты химической автоматики.
Изобретение относится к регулированию параметров объекта с помощью входящих в его состав регулирующих устройств, в частности в ракетно-космической технике для регулирования жидкостного ракетного двигателя.
Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Система (22) управления потоком содержит сеть (34) топливных каналов, содержащую первую (36) и вторую (38) части сети, расположенные друг относительно друга с возможностью параллельного протекания по ним потоков.
Изобретение относится к ракетно-космической технике. Способ останова жидкостного ракетного двигателя с турбонасосной системой подачи топлива в составе космической двигательной установки, основанный на последовательной подаче 2-х команд с заданным интервалом времени между ними, при этом по первой команде прекращают подачу рабочего тела турбины турбонасосного агрегата и компонентов топлива в полости форсуночной головки камеры и сообщают напорные магистрали и полости компонентов топлива двигателя с соответствующими баками двигательной установки, а по второй команде прекращают подачу компонентов топлива из баков двигательной установки в насосы турбонасосного агрегата, разобщают напорные магистрали и полости компонентов топлива двигателя с баками двигательной установки и открывают дренажи из этих полостей.
Система комбинированного управления расходованием топлива для ракетной двигательной установки // 2685161
Изобретение относится к области ракетной технике, а именно к системе управления расходом топлива. Система комбинированного управления расходованием топлива для ракетной двигательной установки содержит датчики секундных расходов топлива: окислителя и горючего, связанные через усилительно-преобразовательное устройство с бортовой центральной вычислительной машиной, выполненной с возможностью подачи управляющего сигнала на блок управления приводами дросселей, и связанные с бортовой центральной вычислительной машиной волоконно-оптические уровнемеры.
Изобретение относится к автоматическим системам управления расходом топлива (СУРТ) в устройствах топливопитания жидкостных ракетных двигательных установок (ЖРДУ) ракет-носителей (РН). В предложенной системе управления расходом компонента топлива ЖРД, включающей установленный в магистрали подачи компонента топлива командный дроссель, соединенный звеньями кинематической цепи с управляющим валиком, датчик углового положения звена кинематической цепи, реверсивный электродвигатель, ротор которого кинематически соединен с управляющим валиком, линии передачи электрических сигналов к электродвигателю и от датчика углового положения, датчик углового положения звена кинематической цепи закреплен на управляющем валике дросселя.
Система ориентируемого ракетного двигателя // 2612978
Изобретение относится к ориентируемой системе ракетного двигателя для летательных аппаратов. Система ориентируемого ракетного двигателя для летательного аппарата, содержащая ракетный двигатель (4), содержащий камеру (7) сгорания и сопло (8), подсоединенное посредством горловины (9) сопла, при этом система выполнена с возможностью ориентировать ракетный двигатель (4) относительно исходного положения, определяющего исходную ось, которая, при нахождении ракетного двигателя (4) в исходном положении, ортогональна к отверстию (10) для выброса газов из сопла и проходит через центр (C) отверстия (10) для выброса газов, при этом система содержит средство (11) наклона, посредством которого ракетный двигатель (4) жестко подсоединен к горловине (9) сопла посредством прилегающей части сопла (8) и которое наклоняет сопло (8) и камеру (7) сгорания в противоположных направлениях так, что ракетный двигатель принимает, относительно исходного положения, наклонные положения, в которых центр (C) отверстия (10) для выброса газов из сопла (8) расположен, по меньшей мере, приблизительно на исходной оси, при этом средство (11) наклона содержит полую опорную конструкцию (14A), имеющую форму усеченной пирамиды, которая выполнена с возможностью деформации в обоих направлениях первого направления (12) деформации под действием первого приводного средства (15), на малом основании (24) которой размещен ракетный двигатель (4) и внутри которой размещена камера (7) сгорания.
Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Система подачи топлива в ракетном двигателе, содержащая контур (4) подачи топлива, дополнительно содержит устройство изменения объема газа в контуре (4), выполненное с возможностью изменения объема газа в контуре во время функционирования ракетного двигателя.
Изобретение относится к системе регулирования жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) с насосной подачей и может быть использовано в ракетном двигателестроении. Устройство для обеспечения командного давления ЖРД с насосной подачей компонентов топлива, включающее камеру командного давления с патрубком подачи жидкости к потребителю, вход в которую соединен с полостью высокого давления, а выход - с полостью пониженного давления, при этом в качестве полости высокого давления выполнена полость насоса на максимальном диаметре центробежного колеса, в качестве полости пониженного давления выполнена полость насоса на диаметре центробежного колеса, большем диаметра щелевых уплотнений, а на входе и выходе камеры командного давления установлены настроечные дроссельные элементы.
Система выдачи импульсов тяг // 2560645
Изобретение относится к области ракетно-космической техники, а именно к области проектирования и эксплуатации двигательных установок космических аппаратов и разгонных блоков, предназначенных для обеспечения выдачи импульсов тяг космического аппарата по шести степеням свободы.
Способ форсирования по тяге жидкостного ракетного двигателя и жидкостный ракетный двигатель // 2532454
Изобретение относится к области ракетного двигателестроения, ориентированного на космические транспортные системы. Способ форсирования тяги ЖРД, основанный на изменении энергетических параметров функционирования, согласно изобретению форсирование осуществляют путем подачи части газа из газового тракта как минимум одного из компонентов топлива, или генераторного газа, или их смеси, по крайней мере, на одну дополнительную турбину, взаимодействующую, по крайней мере, с одним из основных турбонасосных агрегатов (ТНА), а после выхода из нее газ направляют для дальнейшего использования или удаления.
Изобретение относится к ракетным двигателям. Турбонасос, в котором импеллер насоса соединен с одним концом вращающегося вала, а турбина соединена с другим концом вращающегося вала.
Изобретение относится к области ракетной техники и предназначено для регулирования режима работы жидкостной ракетной двигательной установки. Способ регулирования режима работы жидкостной ракетной двигательной установки заключается в изменении проходного сечения органа, регулирующего расход газа наддува в зависимости от кавитационного запаса давления насосов турбонасосного агрегата, измерении параметров двигателя и определении их производных по времени.
Изобретение относится к ракетно-космической технике. .
Способ форсирования по тяге жидкостного ракетного двигателя и жидкостный ракетный двигатель // 2451202
Изобретение относится к области ракетного двигателестроения, ориентированного на космические транспортные системы. .
Жидкостный ракетный двигатель // 2451201
Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД). .
Изобретение относится к области ракетной техники и предназначено для регулирования режима работы жидкостной ракетной двигательной установки (ЖРДУ). .
Изобретение относится к эксплуатируемой преимущественно в условиях космического вакуума измерительной технике, предназначенной для определения расхода рабочего тела (ксенона), подаваемого из баков реактивных двигательных установок космических аппаратов.
Изобретение относится к клапану регулирования тяги со снижением коэффициента усиления, предназначенному для использования в ракетном двигателе. .
Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для регулирования тяги и соотношения компонентов топлива жидкостного ракетного двигателя. .
Регулируемый жидкостный ракетный двигатель // 2200866
Изобретение относится к ракетному двигателестроению и может быть использовано в авиадвигателестроении. .
Изобретение относится к области ракетной техники и предназначено для регулирования режима работы жидкостной ракетной двигательной установкой (ЖРДУ) с помощью вычислительных устройств. .
Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано при создании устройств для регулирования режима работы жидкостных ракетных двигателей и других энергетических установок. .
Способ выключения жидкостных ракетных двигателей составной ракеты и устройство для его осуществления // 2079690
Изобретение относится к ракетно-космической технике и предназначено для выключения двигательных установок первой и промежуточной ступеней жидкостной ракеты после полной выработки мим одного из компонентов топлива.
Система стабилизации соотношения расходов топливных компонентов в жидкостном ракетном двигателе // 2078237
Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД), точнее к системам автоматического регулирования ЖРД. .
Изобретение относится к системам управления жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). .
Жидкостная ракетная двигательная установка // 2040703
Изобретение относится к конструкции жидкостных ракетных двигательных установок (ЖРДУ) и может быть использовано в ракетном двигателестроении. .
Устройство для подачи рабочего тела // 249943
