Устройство (варианты) и способ сжигания ракетного топлива

Устройство для сжигания ракетного топлива содержит источник ракетного топлива на основе ионной соли, например, гидроксиламмонийнитрата, камеру сгорания и реактор. Реактор служит для диссоциации основной части ионной соли, содержащейся в ракетном топливе, и установлен с возможностью подачи в камеру сгорания продуктов диссоциации совместно с дополнительным топливным компонентом, содержащимся в ракетном топливе. Способ сжигания топлива в устройстве для сжигания ракетного топлива на основе гидроксиламмонийнитрата заключается в диссоциации гидроксиламмонийнитрата и сжигании в камере сгорания продуктов диссоциации указанного гидроксиламмонийнитрата вместе с не вступившими в реакцию топливными компонентами, содержащимися в ракетном топливе. Согласно указанному способу ракетное топливо вводят в реактор и осуществляют его разложение в реакторе с диссоциацией, по крайней мере, большей части гидроксиламмонийнитрата, содержащегося в ракетном топливе. Затем направляют выходные продукты реактора в камеру сгорания. Изобретения позволяют повысить надежность воспламенения, а также увеличить число циклов использования катализатора. 3 н. и 17 з.п. ф-лы, 6 ил.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Изобретение относится к сжиганию ракетного топлива. В частности, изобретение относится к сжиганию унитарного ракетного топлива.

Изобретение сделано при поддержке Правительства США в соответствии с контрактом, заключенным с Национальным управлением по аэронавтике и исследованию космического пространства (НАСА). Правительство США обладает определенными правами на это изобретение.

Уровень техники

Использование унитарных (однокомпонентных) топлив в ракетных двигателях и при выработке мощности для вспомогательных/аварийных устройств известно. В патенте США №5,485,722 раскрыто каталитическое разложение/сжигание унитарных топлив на основе гидроксиламмонийнитрата (ГАН). Вообще говоря, большинство топлив на основе ГАН представляет собой смесь трех первичных компонентов: ГАН, вода и топливный компонент (горючее). Для повышения смешиваемости топливный компонент обычно находится в ионном, частично ионном или в полярном виде. Топливный компонент может представлять собой ионную соль, подобно ГАН. Триэтиламмонийнитрат (ТЭАН) и 2-гидроксиэтилгидрозиннитрат (ГЭГН) являются двумя наиболее распространенными органическими компонентами. Частично ионные топливные компоненты могут включать в себя аминокислоты (например, глицин). Полярные горючие могут включать спирты (например, этанол или метанол). Большинство из этих топливных смесей примерно на 60-80% состоят из ГАН. Концентрации ГАН могут быть снижены путем добавления большего количества воды. Это делают для снижения температуры горения до уровней, при которых сохраняется устойчивость материалов, используемых в традиционных ракетных двигателях малой тяги. В некоторых наиболее экзотических смесях используют небольшие количества селитры в качестве дополнительного окислителя и/или используют смеси из нескольких топливных компонентов.

Раскрытие изобретения

Согласно одному аспекту изобретение относится к устройству, содержащему источник ракетного топлива на основе ГАН, реактор для диссоциации основной части ГАН, содержащегося в ракетном топливе, и камеру сгорания для сжигания продуктов диссоциации совместно с дополнительным топливным компонентом, содержащемся в ракетном топливе. В различных вариантах осуществления изобретения топливо может содержать смесь из ГАН, дополнительного топливного компонента, содержащего спирт, и воды. Источник ракетного топлива может включает в себя бак (резервуар), содержащий ракетное топливо, и автоматически регулируемый клапан управления потоком между баком и реактором. Реактор может содержать кольцевой подогреваемый канал, а также слой катализатора, размещенный с возможностью прохождения через него ракетного топлива. Устройство может дополнительно содержать пористую перегородку между реактором и камерой сгорания. Устройство также может содержать средства обратной передачи тепла от камеры сгорания к реактору. Далее устройство также может содержать турбину, установленную с возможностью приведения в действие продуктами сгорания; генератор, установленный с возможностью приведения в действие турбиной; гидравлический насос, установленный с возможностью приведения в действие турбиной. Устройство также может содержать корпус, установленный с возможностью удержания устройства в толще воды, гребной винт, установленный с возможностью приведения в действие турбиной и продвижения устройства через толщу воды, и взрывную боеголовку.

Другой аспект изобретения относится к способу сжигания топлива в устройстве для сжигания ракетного топлива на основе ГАН. Ракетное топливо вводят в реактор и осуществляют его разложение в реакторе с диссоциацией по крайней мере большей части ГАН, содержащегося в ракетном топливе. Выходные продукты из реактора затем направляют в камеру сгорания и сжигают в камере сгорания продукты диссоциации указанного ГАН вместе с не вступившими в реакцию топливными компонентами, содержащимися в ракетном топливе. В различных вариантах осуществления изобретения при сжигании высвобождают по крайней мере 60% энергии ракетного топлива, а при разложении топлива разлагают большую часть содержащегося в нем ГАН. Разложение топлива осуществляют посредством его пропуска через катализатор. При направлении выходных продуктов реактора в камеру сгорания пропускают их через пористую перегородку и/или направляют противоположно направлению движения продуктов сгорания. Способ может дополнительно включать передачу тепла от камеры сгорания обратно к реактору в достаточном для начала указанного разложения количестве.

Другой аспект изобретения относится к устройству, содержащему источник ракетного топлива, включающего в себя ионную соль и дополнительный топливный компонент, средства разложения основной части указанной ионной соли и средства сжигания дополнительного топливного компонента и продуктов разложения указанной основной части. Ракетное топливо содержит по крайней мере 50 мас.% ионной соли, в частности, смесь из ГАН, спирта и, по крайней мере, 5% воды. Средство разложения может содержать пористый слой катализатора, дополнительный топливный компонент может содержать одну или более ионных солей.

Детали вариантов выполнения изобретения изложены ниже в прилагаемых фигурах и описании. Другие признаки, особенности и преимущества изобретения будут ясны из описания и фигур, а также из формулы изобретения.

Краткое описание чертежей

На фиг.1 представлено частично схематично изображение устройства ракетного двигателя малой тяги.

На фиг.2 представлено частично схематичное изображение устройства аварийной силовой установки.

На фиг.3 представлено частично схематичное изображение второго устройства аварийной силовой установки.

На фиг.4 представлено частично схематичное изображение торпеды.

На фиг.5 представлено частично схематичное изображение устройства силовой установки торпеды с фиг.4.

На фиг.6 представлено частично схематичное изображение альтернативного устройства ракетного двигателя малой тяги.

Аналогичные ссылочные номера и обозначения на различных чертежах относятся к одинаковым элементам.

Осуществление изобретения

На фиг.1 в качестве иллюстрации представлено устройство 20, предназначенное для использования в ракетном двигателе малой тяги (например, двигателе для космического корабля). Устройство включает сосуд под давлением или бак 22, содержащий рабочее тело 24, представляющее собой унитарное топливо. Свободное пространство 26 бака находится под повышенным давлением за счет инертного газа (например, гелия), попадающего через напорную трубку 28 в вышерасположенную по потоку часть бака. Через нижерасположенную часть бака проходит выходной канал 30, имеющий клапан 32, регулируемый системой управления космического корабля (автоматически регулируемый клапан управления потоком между баком и реактором). Клапан 32 может представлять собой, например, клапан на основе соленоида, имеющий корпус 34 с выходным каналом, величина которого регулируется нижерасположенной по направлению потока головкой поршня 36, положение которого изменяется с помощью катушки 38. Ниже по направлению потока клапана 32 канал 30 проходит до свободного пространства 40 камеры разложения топлива или испарительного реактора 42. В качестве примера камера 42 разложения топлива сформирована в вышерасположенной по направлению потока части резервуара 44, отделенной от нижерасположенной части пористой термической перегородкой 46 (например, из окиси алюминия или окиси циркония). Нижняя по направлению потока часть служит камерой сгорания 48 и снабжена сходящимся/расходящимся соплом 50, имеющим сужение 52 и выход 54. Ниже по направлению потока свободного пространства 40 в камере 42 разложения топлива имеется средство для ускорения разложения унитарного топлива. В качестве примера это средство может содержать слой 60 катализатора (например, рения), лежащий между свободным пространством 40 и перегородкой 46 и/или нагреватель 62 (например, электрический нагреватель или жидкостной теплообменный нагреватель). Действие устройства иллюстративно можно описать следующим образом. Нагреватель (если он присутствует) предварительно нагревает камеру разложения топлива, после чего клапан 32 открывается и пропускает унитарное топливо в камеру разложения топлива. В режиме работы с дискретной подачей клапан может быть затем закрыт. В режиме работы с непрерывной подачей клапан может оставаться открытым. В результате нагревания и/или каталитической реакции ГАН распадается на нагретые газообразные продукты. Эти продукты вместе с парами топливного компонента или частичками и различными другими компонентами (например, парами воды) проходят через перегородку 46 в камеру сгорания 48. В альтернативном варианте выполнения изобретения камеры разложения топлива и сгорания могут быть удалены друг от друга, и передача продуктов с выхода камеры разложения топлива может осуществляться через соответствующие каналы и регулироваться соответствующими клапанами.

В устройстве может быть предусмотрено средство для инициирования горения в камере сгорания. В качестве примера это средство содержит катушку 80 высокого напряжения, имеющую соответствующие клеммы, соединенные с заземляющей шиной 82 и шиной 84 высокого напряжения. Шина высокого напряжения в свою очередь соединена с искровым электродом 86 (например, анодом), имеющим удаленную концевую часть, выходящую в камеру сгорания. Катушка может быть соединена с системой управления и работать либо в дискретном, либо в непрерывном режиме. В качестве примера анод 86 концентрически охвачен изолятором 90, отделяющим анод от имеющего вид втулки 92 катода, который может быть заземлен. Теплопроводящие свойства резервуара 44 и перегородки 46 могут быть подобраны так, чтобы ограничивать обратное поступление тепла от камеры сгорания к камере разложения топлива. Однако в предпочтительном варианте эти свойства могут быть выбраны таким образом, чтобы была возможность существования значительного обратного потока тепла для поддержки реакции испарения в камере разложения топлива, не приводящего при этом к какому-либо (по крайней мере значительному) горению в камере разложения топлива. Альтернативными по отношению к искровому воспламенителю являются устройства инициирования горения, содержащие воспламенитель с нагретой проволокой и/или свечи подогрева.

В качестве примера унитарное топливо содержит ГАН, дополнительный топливный компонент (например, спирт, такой как метанол) и воду. Различные примеры топлив раскрыты выше. Группа этих унитарных топлив может быть в общем охарактеризована тем, что она имеет как основную часть (например, по крайней мере 75% (здесь и далее весовых процентов, если не указано другое) одну или более ионных солей. Содержание воды составляет около по крайней мере 4%, или более предпочтительно от 5 до 20%. Содержание другого топливного компонента, если оно присутствует, может находиться в диапазоне до примерно 20%. Особый интерес представляют унитарные топлива на основе ГАН (например, по крайней мере 50% по весу ГАН, или более широко, по крайней мере 50% неводной массы). Происходящий в камере разложения топлива процесс приводит к выпариванию воды и разложению ГАН на газообразные продукты (окислители и пары воды). Дополнительный топливный компонент будет испаряться, если он соответственно имеет летучую форму (например, если это спирт или легкая аминокислота), или диспергироваться с газообразными продуктами испарения в виде мелких капелек жидкости. Диссоциация происходит путем частичной экзотермической реакции преимущественно ГАН по типу:

7ГАН→4N2О+4ГАН+4НNO3+12Н2О

с небольшим количеством (например, около 3% весовых) NO и NO2.

Наличие спирта и воды способствует уменьшению эффективной температуры реакции. Теоретическая температура такой реакции составляет около 560°С (выше температуры самовоспламенения смеси газов), но из-за поглощения тепла водой и на испарение топливного компонента, а также потерь тепла в конструкции реальная температура будет меньше, чем теоретическая. Иллюстративно реальная температура лежит в районе 500К (например, меньше, чем 800К, а более предпочтительно, в диапазоне от 400К до 700К). Выделяемое при реакции тепло в значительной степени обеспечивает испарение спирта и воды без основной реакции этих смесей. Первоначально, чтобы реакция началась, камера разложения топлива должна быть в достаточной степени нагрета (например, до температуры около 120-130°С в вакууме, но потенциально меньше с учетом наличия слоя катализатора). Например, давление разложения на газообразные продукты лежит в диапазоне от 100 до 200 psia (от 690 до 1380 кПа) или более предпочтительно от 150 до 200 psia (от 1030 до 1380 кПа). Предпочтительно, чтобы давление в камере разложения топлива было немного выше, чем давление в камере сгорания, которое зависит от конкретного приложения. При успешном протекании процесса разложения происходит полное разложение на газообразные продукты (без соединения) при допустимом небольшом выгорании (например, 5-10%) компонентов. Для примера, при давлении в одну атмосферу смесь из 75,4% ГАН, 16,0% метанола и 8,6% воды (проценты весовые) может вступать в реакцию при температуре приблизительно более 400К. Чистый ГАН, вступающий в реакцию при указанном давлении, должен иметь температуру более 800К.

Горение проходит при существенно больших пиковых температурах и давлениях. В качестве примера, горение может приводить к возникновению температур значительно больших, чем 2000К и пиковых давлениях существенно больших, чем 1000 psia (6900 кПа). При горении газообразных продуктов высвобождается основная часть энергии смеси (например, около 80% для приведенной в качестве образца смеси, или более широко 60-95% и 70-85%). Для достижения высоко эффективного почти полного сгорания в камере разложения топлива предпочтительно, чтобы было сведено к минимуму неполное разложение на газообразные продукты, соединение компонентов и/или возникновение взрывных процессов. Такие характеристики зависят от параметров смешивания и параметров потока, которые могут быть индивидуальны для каждого приложения. Преимущественно общее выгорание составляет по крайней мере 95%. Температура горения зависит от термических параметров устройства каждого ракетного двигателя и смеси унитарного топлива. Горение происходит за счет экзотермической реакции продуктов распада ГАН с не вступившим в реакцию топливным компонентом, для которого существуют две ключевые реакции с выделившимися в результате диссоциации ГАН закисью азота и азотной кислотой с одной стороны и топливным компонентом с другой стороны. Например, для топливного компонента на основе метанола:

3N2O+СН3ОН→2Н2О+СО2+3N2

6HNO3+5СН3ОН→13Н2O+5СO2+3N2

В ситуациях, когда унитарное топливо содержит как ГАН, так и другую соль, такую как ТЭАН или ГЭГН, эта другая соль преимущественно играет роль спирта, вступая в реакцию, в основном, только в камере сгорания. Надо полагать, что такие топливные компоненты переносятся из камеры разложения топлива в камеру сгорания в виде мельчайших капелек жидкости в потоке продуктов разложения ГАН.

Физическое разделение процессов разложения ГАН и сжигания топливного компонента может быть использовано для достижения одного или нескольких технических результатов. Этими результатами может быть достижение большого числа циклов и надежность воспламенения. Непосредственное воспламенение унитарного топлива может быть ненадежно. Использование же катализатора может повышать надежность. Однако, если катализатор или другое средство разложения подвергнуть воздействию нагревания до высокой температуры, присущей горению, он может быть израсходован в течение небольшого количества циклов. Разложение, отделенное от горения, может обеспечить надежное воспламенение при одновременной защите средства разложения и обеспечении его повторного использования в течение большого количества циклов. Необходимое количество циклов зависит от конкретного приложения. Для многих приложений было бы предпочтительным иметь такую конструкцию термической изоляции камеры разложения топлива (имея ввиду ее физические параметры и параметры конкретного требуемого процесса горения (включая время цикла)), чтобы сохранить средство разложения в течение, по крайней мере, ста циклов, в других же приложениях необходимое количество циклов может превышать десять тысяч.

На фиг.2 представлено устройство 110, предназначенное для использования в качестве гидравлической аварийной силовой установки (EPU) летательного аппарата. Узел 120 разложения/сгорания может быть, в основном, таким же, как устройство 20 на фиг.1 и не подлежит отдельному обсуждению. Выход камеры сгорания узла 120 соединен с входом 122 корпуса (кожуха) 124 узла 125 турбины. Выхлопные продукты, выходящие из узла 120, используются для приведения в движение турбины 126, имеющей вал 128, установленный в корпусе с возможностью вращения относительно оси вала. Выхлопные продукты проходят через корпус и выходят через выход 130. Вал соединяет турбину с рабочим колесом 140 центробежного насоса 141. Насос имеет корпус 142 с входом 144 и выходом 146, предназначенными для прокачки гидравлической жидкости через аварийную силовую установку. В альтернативном варианте в аварийной силовой установке может быть использован электрический генератор (фиг.3) вместо или вдобавок к насосу.

На фиг.4 показана торпеда 200, имеющая корпус 202, проходящий от носовой оконечности или носа 204 к кормовой части или хвосту 206. У кормовой части торпеда имеет гребной винт 208 и группу рулей (ребер оперения) 210, формирующих управляющие поверхности. Система 212 управления регулирует положение рулей и соединена с взрывной боеголовкой (фугасной боевой частью) 214, находящейся внутри корпуса торпеды. Система управления также соединена с узлом 220 разложения/горения (фиг.5), который может быть, в основном, схожим с устройством 20. В показанном узле 220 не создается аналогичным образом давление в его баке 222, а его действие основано на работе насоса 224, находящегося между баком и камерой 226 разложения топлива. Так же как в описанном варианте аварийной силовой установки выхлопные газы из камеры 228 сгорания могут быть направлены в устройство 230 турбины. Вал 232 турбины в свою очередь соединен с винтом 208 и приводит его во вращение вокруг оси вала, перемещая торпеду в воде. Выхлопные газы могут выходить в воду через выход 234 турбины.

На фиг.6 представлен вариант устройства ракетного двигателя малой тяги, альтернативный устройству на фиг.1. Устройство 310 имеет входной канал 312 для унитарного ракетного топлива, по которому топливо подается от источника ракетного топлива (например, бака, как было описано ранее) к клапану 314 на основе соленоида. Участок 316 этого канала, лежащий ниже клапана по направлению потока, проходит до корпуса 320 камеры сгорания ракетного двигателя. В представленном в качестве иллюстрации варианте выполнения изобретения корпус ракетного двигателя имеет вышерасположенную по направлению потока часть 322, охватывающую камеру 324 сгорания, и лежащую ниже по направлению потока массивную теплоемкую часть 326, охватывающую часть сопла 327.

В представленном в качестве иллюстрации варианте выполнения изобретения массивная часть охватывает и формирует основную часть сходящегося объема 328 сопла, лежащую выше по направлению потока горловины 330. Расходящийся объем 332, лежащий ниже горловины по направлению потока, может быть сформирован отдельным элементом. Лежащая ниже по направлению потока часть 326 корпуса ограничивает кольцевой путь 340, предназначенный для прохождения потока унитарного топлива в противоположном направлении от хвостовой части к головной. Иллюстративно этот путь показан в виде спиралевидного канала, имеющего вход 342 из канала 316 и выход 344 у нижерасположенного по направлению потока края камеры сгорания. В представленном в качестве иллюстрации варианте выполнения изобретения выход 344 лежит у выходной части камеры сгорания, отделенной от лежащей ниже по направлению потока входной части кольцевой стенкой 350. В представленном примере унитарное топливо, текущее по кольцевому каналу, разлагается, по крайней мере частично, теплом выхлопных продуктов, выбрасываемых через объем 328 в противоточный теплообменник. В канал или выше его по направлению потока может быть введен катализатор. Продукты разложения, выходящие из канала через выход 344, движутся вперед через кольцевое пространство 352 между наружной стенкой 354 камеры сгорания вышерасположенной по направлению потока части корпуса и внутренней стенкой 350. Достигая выше/нижерасположенного по направлению потока края камеры сгорания, выходные продукты поджигаются воспламенителем 360 и выбрасываются вниз по направлению потока через внутреннее пространство 362, ограниченное кольцевой стенкой 350, и далее через горловину 330 объема и объем 332. В процессе описанного движения разложение оставшейся части унитарного топлива способствует передача тепла через поверхность, ограничивающую объем 328. Преимущественно теплопроводные свойства корпуса 326 выбирают так, чтобы обеспечить высокий уровень разложения.

Описаны один или несколько вариантов выполнения настоящего изобретения. Тем не менее, понятно, что могут быть предложены различные модификации без отступления от идеи и объема изобретения. Например, детали какого-либо конкретного применения окажут влияние на соответствующую реализацию изобретения. Соответственно, другие варианты выполнения подпадают под рамки нижеследующей формулы изобретения.

1. Устройство для сжигания ракетного топлива, содержащее источник ракетного топлива на основе гидроксиламмонийнитрата (ГАН) и камеру сгорания, отличающееся тем, что оно содержит реактор для диссоциации основной части ГАН, содержащегося в ракетном топливе, установленный с возможностью подачи в камеру сгорания продуктов диссоциации совместно с дополнительным топливным компонентом, содержащимся в ракетном топливе.

2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что указанный дополнительный топливный компонент содержит спирт, а ракетное топливо включает в себя смесь указанного ГАН, указанного дополнительного топливного компонента и воды.

3. Устройство по п.1, отличающееся тем, что источник ракетного топлива включает в себя бак, содержащий ракетное топливо, и автоматически регулируемый клапан управления потоком между баком и реактором.

4. Устройство по п.1, отличающееся тем, что реактор содержит кольцевой подогреваемый канал.

5. Устройство по п.1, отличающееся тем, что реактор содержит слой катализатора, размещенный с возможностью прохождения через него ракетного топлива.

6. Устройство по п.1, отличающееся тем, что оно дополнительно содержит пористую перегородку между реактором и камерой сгорания.

7. Устройство по п.1, отличающееся тем, что оно дополнительно содержит средства обратной передачи тепла от камеры сгорания к реактору.

8. Устройство по п.1, отличающееся тем, что оно дополнительно содержит турбину, установленную с возможностью приведения в действие продуктами сгорания.

9. Устройство по п.8, отличающееся тем, что оно дополнительно содержит генератор, установленный с возможностью приведения в действие турбиной.

10. Устройство по п.8, отличающееся тем, что оно дополнительно содержит гидравлический насос, установленный с возможностью приведения в действие турбиной.

11. Устройство по п.8, отличающееся тем, что оно дополнительно содержит корпус, установленный с возможностью удержания устройства в толще воды, гребной винт, установленный с возможностью приведения в действие турбиной и продвижения устройства через толщу воды, и взрывную боеголовку.

12. Способ сжигания топлива в устройстве для сжигания ракетного топлива на основе гидроксиламмонийнитрата (ГАН), в котором осуществляют диссоциацию ГАН и сжигают в камере сгорания продукты диссоциации указанного ГАН вместе с не вступившими в реакцию топливными компонентами, содержащимися в ракетном топливе, отличающийся тем, что ракетное топливо вводят в реактор и осуществляют его разложение в реакторе с диссоциацией, по крайней мере. большей части ГАН, содержащегося в ракетном топливе, а затем направляют выходные продукты реактора в камеру сгорания.

13. Способ по п.12, отличающийся тем, что при сжигании высвобождают по крайней мере 60% энергии ракетного топлива, а при разложении топлива разлагают большую часть содержащегося в нем ГАН.

14. Способ по п.12, отличающийся тем, что разложение топлива осуществляют посредством его пропуска через катализатор.

15. Способ по п.12, отличающийся тем, что при направлении выходных продуктов реактора в камеру сгорания пропускают их через пористую перегородку и/или направляют противоположно направлению движения продуктов сгорания.

16. Способ по п.12, отличающийся тем, что дополнительно осуществляют передачу тепла от камеры сгорания обратно к реактору в достаточном для начала указанного разложения количестве.

17. Устройство для сжигания ракетного топлива, содержащее источник ракетного топлива, включающего в себя ионную соль и дополнительный топливный компонент, отличающееся тем, что оно содержит реактор, соединенный ниже по потоку с указанным источником и являющийся средством разложения основной части указанной ионной соли и камеру сгорания, соединенную ниже по потоку с реактором и являющуюся средством сжигания дополнительного топливного компонента и продуктов разложения указанной основной части.

18. Устройство по п.17, отличающееся тем, что ракетное топливо содержит смесь из ГАН, спирта и по крайней мере 5 мас.% воды.

19. Устройство по п.17, отличающееся тем, что средство разложения содержит пористый слой катализатора.

20. Устройство по п.17, отличающееся тем, что ионная соль представляет собой неорганическую ионную соль, а дополнительный топливный компонент содержит органическую ионную соль.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к космической технике, а точнее к области проектирования и эксплуатации ракетных двигательных установок (ДУ) космических аппаратов (КА). .

Изобретение относится к ракетостроению и, в частности, к поворотным соединениям трубопроводов, используемых преимущественно на ракетах для подачи горючего и пускового горючего в отклоняемые рулевые агрегаты жидкостных ракетных двигателей.

Изобретение относится к области ракетной техники, а более конкретно к топливным магистралям жидкостных ракетных двигателей. .

Изобретение относится к области регулирования расхода жидкости, а более конкретно к регулированию расходов компонентов топлива, подаваемых в жидкостные ракетные двигатели малой тяги (ЖРДМТ) - исполнительных органов (ИО) реактивных систем управления (РСУ) космических аппаратов (КА).

Изобретение относится к авиационно-космической технике и касается конструкции жидкостной ракетной двигательной установки, содержащей топливный бак жидкого кислорода, используемой в первой ступени ракеты-носителя воздушно-космической системы, выполняющей воздушный старт при десантировании ее с самолета-разгонщика.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), работающих на 2-х компонентных топливах с дожиганием генераторного газа в камере.

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано в газореактивных системах управления космического аппарата, а также в системах обеспечения микрогравитации технологических орбитальных модулей.

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для ракетных систем, работающих на кислородно-водородном топливе

Изобретение относится к ракетному двигателестроению

Изобретение относится к энергетическим установкам, производящим водяной пар высоких параметров, получаемый за счет энергии, выделяемой при сгорании водорода в кислороде

Изобретение относится к области жидкостных ракетных двигателей

Изобретение относится к наземным средствам заправки бортовых баллонов ракетоносителей газообразным гелием

Изобретение относится к летательным аппаратам, а именно к летательным пусковым установкам (ЛПУ). ЛПУ содержит связку баков, крепежные средства, крыло, двигатель, полезную нагрузку. Связка баков содержит две пары одинаковых по объему цилиндрических баков с ракетным топливом одинаковой плотности и одинаковым объемным расходом. Четыре бака прикреплены друг к другу усиливающими поясами, образующими части баков, с неизменным центром тяжести при истечении ракетного топлива. Крепежные средства прикреплены к двум бакам с возможностью крепления к ним крыла. Связка баков размещена в верхней ступени с квадратным сечением и закругленными углами. Изобретение позволяет уменьшить длину пусковой установки. 3 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и, в частности, к устройствам, воспринимающим тягу жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) и позволяющим обеспечить проток компонентов топлива из баков ракеты в магистрали двигателя и качание двигателя. В устройстве для восприятия тяги и протока двух компонентов топлива, включающем двухстепенной подвес и сильфонный узел для протока двух компонентов топлива, при этом в качестве указанного подвеса применен карданный подвес, имеющий раму карданного механизма, две пары осей с подшипниками, размещенными в раме в двух взаимно перпендикулярных плоскостях, и две пары вилок, соединенных с осями, при этом одна пара вилок жестко соединена с рамой двигателя, другая - с головкой камеры сгорания двигателя, при этом указанный сильфонный узел размещен внутри рамы карданного механизма и выполнен в виде двух сильфонов - внутреннего, установленного по оси двигателя и оси карданного подвеса, и наружного сильфона, концентрично размещенного относительно внутреннего, образующих между собой кольцевой канал, полость внутреннего сильфона с одной стороны соединена с полостью бака ракеты одного из компонентов топлива, с другой стороны через коллектор соединена с входной магистралью двигателя, полость кольцевого канала через изогнутый трубопровод соединена с полостью бака ракеты другого компонента, с другой стороны эта полость через коллектор соединена с входной магистралью двигателя. Изобретение обеспечивает повышение надежности, уменьшение массово-габаритных характеристик. 5 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД). Жидкостный ракетный двигатель содержит камеру, газогенератор, насосы, трубопроводы подачи топлива, пусковые клапаны, трубопроводы подачи управляющего газа, электропневмоклапан, при этом в трубопроводы подачи управляющего газа установлены клапаны-тройники с штуцерами входа управляющего газа, входа управляющего рабочего тела, выхода управляющего газа и рабочего тела, при этом между патрубками входа управляющего рабочего тела клапанов-тройников и трубопроводами подачи топлива после насосов установлены трубопроводы управляющего рабочего тела. В корпусе клапана-тройника выполнено седло со стороны подачи управляющего газа, установлены переходник с седлом со стороны подачи управляющего рабочего тела и затвор с фторопластовыми уплотнениями, взаимодействующими с седлами. Изобретение обеспечивает упрощение конструкции и снижение массы. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области машиностроения, а именно к области организации схем подачи топлива к устройствам для сжигания и устройствам для получения продуктов сгорания высокого давления или высокой скорости. Комбинированная насосно-вытеснительная схема подачи жидких компонентов гидрореагирующего топлива (ГРГ) к потребителю, содержащая потребитель с системой охлаждения, насос окислителя, турбину привода насоса окислителя, которая приводится во вращение потоком продуктов реакции горючего и окислителя, бак с горючим, герметично разделенный на полость с гидрореагирующим горючим и полость для вытесняющего тела с помощью сильфона, мешка или подвижной или эластичной перегородки, соединительные магистрали, магистрали подвода и отвода компонентов топлива, клапаны, регулирующие и управляющие органы, при этом окислитель используется в качестве вытесняющего тела для подачи жидкого гидрореагирующего горючего к потребителю, при этом окислитель для вытеснения жидкого гидрореагирующего горючего из бака отбирается из системы охлаждения потребителя, чем обуславливается его высокая температура. В качестве дополнительной поверхности теплообмена между вытесняющим окислителем и ГРГ в баке организуют полости для вытесняющего гидрореагирующее горючее окислителя, ограничивающие поверхности которых хотя бы частично контактируют с гидрореагирующим горючим в баке. Турбина привода насоса окислителя может приводиться в движение перегретым водяным паром, отобранным из системы охлаждения потребителя. Схема может содержать теплообменник. Изобретение обеспечивает снижение массы системы подачи и уменьшение занимаемого ею объема, снижение затрат энергии на подачу и подготовку к подаче ГРГ к потребителю, упрощение обеспечения многорежимности работы системы, улучшение управляемости и устойчивости подводных или двухсредных аппаратов, в составе которых используется изобретение, и упрощение и удешевление конструкции системы подачи. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к космической технике, а именно к аммиачным корректирующим двигательным установкам с электротермическими микродвигателями, устанавливаемым на меневрирующих малых космических аппаратах. Корректирующая двигательная установка с электротермическим микродвигателем, содержащая топливный бак с топливом, электроклапан цилиндрической формы на расходном трубопроводе бака, фильтр, подогреватель топлива в виде испарителя с нагревательным элементом, регулятор давления, электротермический микродвигатель и соединяющие трубопроводы, в соответствии с изобретением часть расходного трубопровода бака выполнена в виде спирального трубопровода, расположенного на наружной поверхности цилиндрической оболочки и контактирующего с ней при помощи теплопроводящих узлов в виде, например, паяного соединения, при этом во внутренней полости оболочки соосно смонтирован электроклапан, наружная поверхность которого через теплопроводящие узлы в виде, например, теплопроводной пасты, контактирует с внутренней поверхностью цилиндрической оболочки, причем входной патрубок спирального трубопровода соединен с расходным трубопроводом бака, а выходной - с фильтром, соединенным с входным штуцером электроклапана, выходной штуцер которого соединен с входным штуцером первого независимого винтового газовода, выполненного в виде пружины на цилиндрическом корпусе нагревательного элемента и контактирующей с ней поверхности цилиндрического отверстия во внутреннем корпусе испарителя, выходной штуцер которого соединен с входным штуцером регулятора давления, выход которого соединен с входным штуцером второго независимого винтового газовода, выполненного в виде двухзаходной резьбы на наружной поверхности внутреннего корпуса испарителя, контактирующей с внутренней поверхностью основного корпуса, выходной штуцер которого соединен с входом в микродвигатель. Изобретение обеспечивает повышение удельного импульса тяги микродвигателя, сокращение запасов топлива и количества включений для выработки топлива. 7 ил.

Устройство (варианты) и способ сжигания ракетного топлива

Наверх