С использованием вспомогательных ракетных сопел (F02K9/88)
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)
F02K9/88 С использованием вспомогательных ракетных сопел(7)
Блок сопел крена // 2770972
Изобретение относится к ракетной технике и, в частности, к конструкции блока сопел крена, предназначенных для управления в полете ракетой по крену. Предлагается блок сопел крена, содержащий корпус, имеющий патрубок подвода рабочего газа, пару сопел, противоположно направленных друг другу, затворы, обеспечивающие перераспределение расхода рабочего газа между каждым соплом, средства для крепления блока сопел к корпусу ракеты-носителя, причем указанные сопла выполнены за одно целое с корпусом, а их оси параллельны и лежат в одной плоскости, и пневмопривод, при этом каждый затвор выполнен из трубки с окнами, один конец которой соединен со штоком пневмопривода, а другой соединен со вставкой, определяющей критическое сечение сопла, кроме того, в теле корпуса блока сопел между осями сопел выполнен канал подвода рабочего газа, который с одной стороны соединен с продольным отверстием, выполненным в крепежной опоре, а с другой - с коллекторной полостью, расположенной коаксиально трубке в районе ее окон, причем пневмопривод имеет ступенчатый цилиндр, герметично закрытый сверху крышкой, и ступенчатый поршень, при этом поршень большего диаметра расположен сверху, а его надпоршневая полость соединена с газовой средой высокого давления, а поршень меньшего диаметра находится под воздействием давления рабочего газа, причем между внутренними поверхностями цилиндра и поршня пневмопривода установлены уплотнительные кольца, выполненные из пирографита, а стопорное кольцо, установленное между поршнем меньшего диаметра и цилиндром, выполнено из никелевого сплава ЭК-61 (ХН58БМ-ТЮ).
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.
Предлагаемое изобретение относится к области ракетостроения, а именно к стартовым твердотопливным ускорителям ракеты-носителя. Стартовый твердотопливный ускоритель ракеты-носителя состоит из секций канальных зарядов с корпусами, выполненными в виде «коконов» из высокопрочного композиционного материала.
Изобретение относится к ракетной технике, а более конкретно, к устройству многокамерного жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с управляемым вектором тяги. Многокамерный жидкостной ракетный двигатель с дожиганием генераторного газа с управляемым вектором тяги, содержащий газогенератор, турбонасосный агрегат, несколько неподвижно относительно рамы камер, расположенных в плоскостях стабилизации, соединенных газоводами с затурбинной полостью турбонасосного агрегата, источник инертного газа в виде баллона и сопла управления, соединенные с затурбинной полостью турбонасосного агрегата входами магистралей с установленными на них пуско-отсечными клапанами, согласно изобретению блоки сопел управления выполнены в виде пар коаксиально установленных сопел, причем те из них, которые соединены с затурбинной полостью турбонасосного агрегата, расположены в центральных частях, а периферийные сопла соединены с источником инертного газа с помощью магистралей с установленными на них пуско-отсечными клапанами.
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.
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).
Изобретение относится к области двигательных установок на криогенном топливе, и в частности к криогенной двигательной установке (1), содержащей по меньшей мере один маршевый двигатель (6) многократного запуска, первый криогенный бак (2), соединенный с маршевым двигателем (6) для его питания первым компонентом топлива, первый газовый бак (4), по меньшей мере один осаждающий топливо двигатель (7, 8) и первый питающий контур (16) для питания первого газового бака (4).
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано преимущественно в силовых блоках ракет-носителей (РН) для управления вектором тяги. .
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано преимущественно в жидкостных ракетных двигателях. .
Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. .
Ракетный двигатель твердого топлива // 2406862
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива с изменяемым в полете значением суммарного импульса тяги. .
Ракетный двигатель с реверсом тяги // 2362898
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при проектировании твердотопливных двигателей с обнулением или реверсом тяги, например противоштопорных ракет для испытаний самолетов. .
