Конструктивные элементы и детали (F02K9/60)
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)
Группа изобретений относится к баку для ракетного топлива, который включает бочку из соединенных композиционных каркасных элементов, и к способам изготовления бака и бочки. Бочка из соединенных композиционных внутренних каркасных элементов включает цилиндрическую часть, содержащую множество внутренних каркасных элементов, соединенных между собой.
Многокамерный жидкостный ракетный двигатель // 2755363
Изобретение относится к ракетной технике. Многокамерный жидкостный ракетный двигатель, содержащий общий для всех камер турбонасосный агрегат, газогенератор, агрегаты автоматики и регулирования, раму и установленную в нижней части двигательного отсека донную защиту с цилиндрическими проемами, с установленными через них соплами выполненных с возможностью качания камер с цапфами, взаимодействующими с траверсами, соединенными с рамой, причем на внешней части сопел камер выполнены кольцевые бурты с закрепленными на них ответными частями с зазорами относительно цилиндрических проемов донной защиты сферическими блистерами, взаимодействующими с цилиндрическими обечайками проемов донной защиты с образованием щелевых зазоров между ними в нем, не соединенные с внешними частями сопел камер части кольцевых буртов и ответные части блистеров выполнены с цилиндрическими отбортовками, ориентированными их свободными концами по направлению к траверсам, выполненными с возможностью телескопического перемещения вдоль продольных осей симметрии сопел камер друг относительно друга и снабженными узлами фиксации перемещений.
Изобретение относится к устройствам крепления агрегатов к трубопроводам жидкостных ракетных двигателей. Хомут кронштейна крепления агрегата к трубопроводу жидкостного ракетного двигателя, содержащий симметрично относительно трубопровода и плоскости разъема скрепленные в виде пары полуколец с возможностью охвата цилиндрической части трубопровода две стяжки, с выполненными в них на концах полуколец полками со сквозными в них отверстиями, с расположенными в них крепежными элементами, взаимодействующими с полками, по меньшей мере одна из стяжек пары которых снабжена стойкой с узлом для крепления монтируемых на трубопроводе агрегатов жидкостного ракетного двигателя, при этом в нем полки первой стяжки выполнены на удалении от плоскости разъема в зоне размещения второй стяжки, а полки второй стяжки выполнены на удалении от плоскости разъема в зоне размещения первой стяжки, а крепежные элементы выполнены в виде шпилек с установленными на их концах парами гаек, первые из которых в средней части шпильки взаимодействуют с поверхностями полок со стороны плоскости разъема и трубопровода, а вторые с поверхностями полок с внешних частей стяжек.
Изобретение относится к теплотехнике и может быть, использовано в вакууме для теплоизоляции ракетных двигателей малой тяги, а также может быть использовано в технике низких температур. Экранно-вакуумная теплоизоляция выполнена в виде двухслойного комплекта полос, спирально навитых на цилиндрический внутренний формоустойчивый экран, размещенный над изолируемой поверхностью ракетного двигателя, и цилиндрического наружного формоустойчивого экрана.
Жидкостный ракетный двигатель // 2718103
Изобретение относится к ракетной технике, а именно к жидкостному ракетному двигателю (ЖРД), работающему по схеме с дожиганием генераторного газа. Жидкостный ракетный двигатель содержит газовод и опору крепления, при этом опора крепления установлена на газоводе, выполнена охлаждаемой и содержит каналы охлаждения.
Многокамерный жидкостный ракетный двигатель // 2703860
Изобретение относится к ракетной технике. Многокамерный жидкостный ракетный двигатель, содержащий общий для всех камер турбонасосный агрегат, газогенератор, агрегаты автоматики и регулирования, раму, и установленную в нижней части двигательного отсека донную защиту из тонкостенного листового материала, например титана, с цилиндрическими проемами, с установленными через них соплами, выполненными с возможностью качания камер с цапфами, взаимодействующими с траверсами, соединенными с рамой, причем на внешней части сопел камер выполнены кольцевые бурты с закрепленными на них ответными частями с зазорами относительно цилиндрических проемов донной защиты сферическими блистерами, взаимодействующими с цилиндрическими обечайками проемов донной защиты с образованием щелевых зазоров между ними, и кольцевым бандажом на периферии донной защиты, равномерно связанным с рамой одной группой тяг, попарно и симметрично расположенных относительно проемов, и в центральной части кольцевого бандажа донной защиты с рамой в ее центральной части другой группой тяг, при этом над цилиндрическими проемами донной защиты и эквидистантно цилиндрическим профилям вырезов кольцевых проемов и их цилиндрическим обечайкам установлены кольцевые трубчатые бандажи, связанные жестко со стенкой донной защиты с помощью равномерно расположенных по поверхности трубчатых бандажей цилиндрических втулок, а боковыми частями, ориентированными к продольной оси симметрии двигателя, с помощью фасонных П-образных профильных стержней, с установленными на последних регулировочными элементами вертикальных перемещений вдоль продольной оси двигателя и фиксаторами конечных положений на расположенных к продольной оси двигателя концах фасонных П-образных профильных стержней, взаимодействующими с кольцевым бандажом в центральной части донной защиты.
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при изготовлении ракетных двигательных установок с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД). Многокамерный ЖРД с дожиганием генераторного газа включает в себя по меньшей мере две камеры сгорания, закрепленные на раме, турбонасосный агрегат, газогенератор и газовод, единый концевой участок которого соединен с выходом турбины, а другие концы газовода соединены с соответствующими камерами через сильфонные компенсаторы, являющиеся узлами качания камер, причем указанные участки газовода прикреплены к секциям рамы, причем узел крепления газовода к раме включает в себя две шаровые опоры, диаметрально расположенные относительно оси газовода, установленные на силовом кольце, охватывающем газовод и жестко скрепленным с ним, которые установлены в стаканах, прикрепленных к кольцу, при этом головка шаровой опоры зажата между подпятником и регулировочной шайбой, а поджатие опор осуществляется накидной гайкой, навернутой на стакан шаровой опоры, при этом концевые участки шаровых опор ввернуты в резьбовые отверстия дополнительных силовых пластин рамы, которые через силовые стержни соединены со шпангоутом ракеты.
Изобретение относится к приспособлению для вымывания песчано-полимерной оправки из корпуса ракетного двигателя. Техническим результатом является снижение температуры массива материала теплозащитного покрытия корпуса РДТТ в районе фланцев в процессе вымывания формующей части оправки с помощью пара.
Изобретение относится к аэрокосмической области, в частности к области летательных аппаратов, приводимых в движение ракетными двигателями, а также к подающей цепи (6) для запитки ракетного двигателя (2) по меньшей мере первым компонентом жидкого топлива, при этом подающая цепь включает в себя по меньшей мере один первый теплообменник (18), пригодный, чтобы быть присоединенным к цепи (17) охлаждения для охлаждения по меньшей мере одного источника тепла посредством передачи тепла первому компоненту топлива, и дополнительно после упомянутого первого теплообменника - ответвление, проходящее через второй теплообменник.
Схема подачи топлива и способ охлаждения // 2642711
Изобретение относится к авиационно-космической области, и, в частности, к области летательных аппаратов, приводимых в движение ракетными двигателями. В частности, изобретение относится к схеме (6) питания для снабжения ракетного двигателя (2) по меньшей мере первым жидким топливом, причем упомянутая схема питания включает в себя по меньшей мере один буферный бак (20) для упомянутого первого жидкого топлива и первый теплообменник (18), который встроен в упомянутый буферный бак (20) и приспособлен для подсоединения к схеме (17) охлаждения для охлаждения по меньшей мере одного источника питания, чтобы охлаждать упомянутый источник тепла посредством передачи тепла первому топливу.
Изобретение относится к области ракетных двигателей, более конкретно к системе подачи ракетного топлива в ракетный двигатель (2), включающей в себя первый бак (3), второй бак (4), первую систему питания (6), соединенную с первым баком (3), и вторую систему питания (7), соединенную со вторым баком (4).
Многокамерный жидкостный ракетный двигатель // 2611707
Изобретение относится к ракетной технике, в которой создание жидкостных ракетных двигателей с донной тепловой защитой, предназначенной для уменьшения теплового и газодинамического воздействия продуктов сгорания работающих двигателей, является актуальной задачей.
Соосно-струйная форсунка // 2607918
Изобретение относится к устройствам для перемешивания и распыливания компонентов топлива жидкостного ракетного двигателя. Соосно-струйная форсунка, преимущественно для камеры жидкостного ракетного двигателя, содержит, наконечник с профилированным осевым каналом, соединяющим полость одного компонента топлива с полостью камеры сгорания, и втулку, охватывающую с кольцевым зазором наконечник и соединяющую полость другого компонента топлива с полостью камеры сгорания, при этом в выходной части наконечника выполнены пилоны, взаимодействующие с внутренней поверхностью втулки и центрирующие наконечник относительно втулки, причем на цилиндрической поверхности наконечника выполнены радиальные отверстия, равномерно расположенные по окружности и соединяющие осевой канал наконечника с внутренней полостью втулки.
Устройство для нагрева текучей среды // 2607427
Изобретение относится к энергетике. Устройство для нагрева текучей среды содержит первую горелку, обеспечивающую первое сгорание ограничивающего компонента топлива и избыточного компонента топлива, и первый модуль теплообменника, в котором первые газы сгорания, производимые в указанном первом сгорании, отдают тепло текучей среде.
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.
Уничтожаемая система подачи топлива // 2581295
Изобретение относится к ракетно-космической технике. Уничтожаемая система подачи топлива для спутника включает работающий под давлением бак из алюминиевого сплава совместно с устройством управления топливом из алюминиевого сплава в нем.
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.
Устройство для защиты жидкостного ракетного двигателя (жрд) от статического электричества // 2553585
Изобретение относится к области жидкостных ракетных двигателей. В устройстве для защиты жидкостного ракетного двигателя от статического электричества, содержащем токопроводящие перемычки, закрепленные при помощи винтов и гаек одним концом к установочным элементам на корпусах пироклапанов, другим концом - к бобышкам на раме двигателя, пиропатроны, ввернутые в пироклапаны, бобышки заземления на раме, провода заземления, в котором согласно изобретению между резьбовой частью пиропатронов и ответной резьбой гнезда пироклапана, резьбой на корпусе пироклапана и резьбой тубуса пусковой ампулы газогенератора, а также в местах крепления перемычек и заземления нанесена токопроводящая эмаль, уменьшающая активное сопротивление электрической цепи и служащая одновременно средством контровки резьбовых соединений, с конструкциями узлов с пироклапанами соединены трубопроводы, к которым закреплены электрические перемычки, связанные с рамой двигателя при помощи крепежных элементов, на поперечной растяжке его рамы размещены по крайней мере две бобышки с подсоединенными к ним проводами заземления.
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в жидкостных ракетных двигателях для монтажа 4 камер, ТНА, других агрегатов в единую двигательную установку и передачи создаваемой ею тяги на корпус ракеты.
Жидкостный ракетный двигатель // 2524483
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, насосы окислителя и горючего, тепловую защиту, трубопроводы подачи окислителя и горючего в газогенератор и камеры двигателя, согласно изобретению, содержит раму, выполненную в виде цельносварной пространственной фермы, состоящей из привалочного и нижнего шпангоутов, соединенных между собой стержнями, при этом к нижнему шпангоуту прикреплены траверсы с подшипниками, в которые вставлены цапфы камер для их поворота вокруг оси качания, кроме того, двигатель содержит четыре изогнутых магистрали подачи окислительного газа, единый концевой коллектор которых соединен с выходом турбины, а восемь других колен - с соответствующими головками камер, причем в магистралях перпендикулярно оси качания камер расположены блоки гибких трубопроводов с сильфонами, одним стыком соединенные с неподвижной частью магистрали, а другим - с ее подвижной частью, входящей в качающийся в одной плоскости блок камеры.
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для креплений разделительных устройств блоков ступеней ракет-носителей, устанавливаемых на теплозащитах двигателей. Устройство крепления теплозащиты к раме двигателя содержит шпангоут с хомутом и четырьмя дополнительными резьбовыми бобышками с резьбовыми проушинами, дугу с четырьмя дополнительными резьбовыми бобышками с резьбовыми проушинами и ушками, растяжки, проушины, бобышки, крепежные элементы, контргайки, прижим.
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, выполнение перепускных отверстий охладителя в одном или нескольких подколлекторных кольцах, сварку одного или нескольких коллекторов с подколлекторными кольцами, согласно изобретению пайку сопла камеры сгорания осуществляют до выполнения перепускных отверстий охладителя в подколлекторных кольцах или при выполнении перепускных отверстий охладителя не на всю толщину стенки подколлекторных колец, затем после пайки в подколлекторных кольцах выполняют перепускные отверстия охладителя на всю толщину стенки подколлекторных колец и приваривают коллекторы с наконечниками к соплу, причем отверстия выполняют механическим или электроэрозионным сверлением.
Соосно-струйная форсунка // 2505698
Изобретение относится к области энергетических установок, а именно к устройствам для перемешивания и распыливания компонентов топлива, и может быть использовано при разработке форсунок и смесительных головок жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).
(57) Изобретение относится к области жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Способ подачи компонентов топлива в камеру трехкомпонентного кислородно-керосиново-водородного жидкостного ракетного двигателя заключается в подаче указанных компонентов в камеру через коаксиальные соосно-струйные форсунки, содержащие полый наконечник, соединяющий полость окислителя с зоной горения, втулку, охватывающую с зазором наконечник и соединяющую полость горючего с зоной горения, расположенные в смесительной головке по концентрическим окружностям и образующие центральную и периферийную зоны.
Способ подачи компонентов топлива в камеру трехкомпонентного жидкостного ракетного двигателя // 2502886
Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД). Способ подачи компонентов топлива в камеру трехкомпонентного жидкостного ракетного двигателя, преимущественно, кислородно-керосинового-водородного, заключающийся в подаче указанных компонентов в камеру через коаксиальные соосно-струйные форсунки, содержащие полый наконечник, соединяющий полость окислителя с зоной горения, втулку, охватывающую с зазором наконечник и соединяющую полость горючего с зоной горения, расположенные в смесительной головке по концентрическим окружностям и образующие центральную и периферийную зоны, при этом на режиме первой ступени кислород в полость камеры сгорания подают через полый наконечник с развитой выходной поверхностью коаксиальной соосно-струйной форсунки, водород - через профилированный зазор между наконечником и втулкой указанной форсунки, керосин - через каналы, которые выполняют во втулке, при этом выходная часть упомянутых каналов открывается в полость камеры сгорания, а входная - соединяется с полостью блока керосина; на режиме второй и последующих ступеней кислород в полость камеры сгорания подают через полый наконечник с развитой выходной поверхностью коаксиальной соосно-струйной форсунки, а водород - через профилированный зазор между наконечником и втулкой указанной форсунки.
Группа изобретений относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД). Способ подачи компонентов топлива в камеру трехкомпонентного жидкостного ракетного двигателя, преимущественно кислородно-керосинового-водородного, заключается в подаче указанных компонентов в камеру через коаксиальные соосно-струйные форсунки, содержащие полый наконечник, соединяющий полость окислителя с зоной горения, втулку, охватывающую с зазором наконечник и соединяющую полость горючего с зоной горения, расположенные в смесительной головке по концентрическим окружностям и образующие центральную и периферийную зоны.
Жидкостный ракетный двигатель // 2497010
Изобретение относится к ракетной технике. Жидкостный ракетный двигатель содержит газогенератор, турбонасосный агрегат, агрегаты питания и регулирования, камеру со смесительной головкой, включающей корпус, блок подачи окислителя, преимущественно кислорода, блок подачи основного горючего, блок подачи дополнительного горючего, блок огневого днища.
Жидкостный ракетный двигатель // 2493410
Изобретение относится к области энергетических установок, а именно - к устройствам для перемешивания и распиливания компонентов топлива, и может быть использовано при разработке жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), особенно работающих на трехкомпонентном топливе.
Жидкостный ракетный двигатель // 2490506
Изобретение относится к области энергетических установок, а именно - к устройствам для перемешивания и распыливания компонентов топлива, и может быть использовано при разработке жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), особенно работающих на трехкомпонентном топливе.
Жидкостный ракетный двигатель // 2490503
Изобретение относится к области энергетических установок, а именно к устройствам для перемешивания и распыливания компонентов топлива, и может быть использовано при разработке жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), особенно работающих на трехкомпонентном топливе.
Уплотнение кольца ротора в ступени турбины // 2476710
Жидкостный ракетный двигатель // 2445498
Изобретение относится к области энергетических установок, а именно к устройствам для перемешивания и распыливания компонентов топлива, и может быть использовано при разработке форсунок и смесительных головок жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).
Соосно-струйная форсунка // 2445497
Изобретение относится к области энергетических установок, а именно - к устройствам для перемешивания и распыливания компонентов топлива, и может быть использовано при разработке форсунок и смесительных головок жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).
Жидкостный ракетный двигатель // 2445496
Изобретение относится к области жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), применяемых в ракетной технике, и также может быть использовано в агрегатах промышленной энергетики. .
Двигательная установка ракетного блока // 2423298
Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к двигательным установкам с пневмосистемами. .
Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к двигательным системам ракетных блоков. .
Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к элементам конструкции двигательных установок ракетных блоков. .
Газовый руль ракетного двигателя // 2269023
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетных твердотопливных двигателей, управляемых с помощью газовых рулей по командам системы управления ракеты. .
Изобретение относится к космической технике и предназначено для обеспечения жизнедеятельности на космических орбитальных станциях (КОС) при длительных полетах. .
Изобретение относится к космической технике, а конкретнее к области проектирования и эксплуатации систем дозаправки жидких продуктов, используемых на длительно действующих космических орбитальных станциях.
Устройство для перекачки топлива // 2243402
Изобретение относится к космической технике, а точнее к области проектирования и эксплуатации систем и устройств для перекачки топлива двигательных установок (ДУ) космических летательных аппаратов (КЛА).
Демпфирующее устройство топливного бака // 2231669
Дренажный трубопровод // 2225525
Изобретение относится к области ракетно-космической техники, в частности к системам дренажирования рабочей среды. .
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для выведения на околоземные орбиты как гражданских, так и военных космических аппаратов. .
Газовод жидкостного ракетного двигателя // 2186236
Газотурбинный привод жрд // 2168051
Изобретение относится к области жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), а более конкретно к газотурбинным приводам, предназначенным для привода ротора турбонасосного агрегата. .
Заглушка камеры жрд // 2159350
Изобретение относится к ракетной технике, в частности к заглушкам, защищающим внутренние полости камер ракетных двигателей от попадания влаги, пыли и других веществ из окружающей среды. .
Способ смесеобразования в камере сгорания кислородно- водородного жидкостного ракетного двигателя // 2083861
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при организации смесеобразования в пристеночной зоне камеры кислородно-водородного ЖРД. .
