Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель малой тяги

Изобретение относится к космической технике, в частности к однокомпонентным жидкостным ракетным двигателям, входящим в состав двигательных установок малой тяги спутников для решения задач орбитального маневрирования. Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель малой тяги содержит камеру разложения топлива 1 с газодинамическим соплом 2, трубку подачи топлива 3 от управляющего клапана 4, закрепленного на монтажной плате 5, до входной части камеры разложения 1. Камера разложения 1 с соплом 2 и трубка подачи топлива 3 соосно расположены внутри силового корпуса 6, жестко закрепленного на монтажной плате 5. Входная торцевая поверхность камеры разложения 1 неразъемно соединена с опорной втулкой трехлепестковой формы 7, имеющей хвостовую цилиндрическую часть 8, при этом трубка подачи топлива 3 соосно расположена внутри опорной втулки с зазором. Элементы фиксации положения камеры разложения, расположенные на уровне входа трубки подачи топлива 3 в камеру разложения 1 и на уровне выходной части сопла 2, выполнены в виде двух групп установочных винтов 10 и 11, по три в каждой группе. Головки установочных винтов 10, 11 входят в резьбовые соединения с силовым корпусом 6 и радиально направлены к оси двигателя. Концы установочных винтов 10 проходят через направляющие отверстия в промежуточном кольце 12, соприкасаются с наружной поверхностью хвостовой цилиндрической части 8. Промежуточное кольцо 12 с зазором фиксируется установочными винтами 10 в подвешенном состоянии над цилиндрической хвостовой частью 8. Концы установочных винтов 11 упираются в проточку 13, выполненную на наружной поверхности опорного кольца 14. Опорное кольцо 14 размещено на наружной цилиндрической поверхности сопла 2 в его выходной части. На внутренней поверхности опорного кольца 14 выполнен буртик 15, обеспечивающий контакт минимальной площади опорного кольца 14 с наружной поверхностью сопла 2 на всех этапах функционирования двигателя. В силовом корпусе 6 выполнены окна 16, при этом в местах расположения резьбовых отверстий под установочные винты 10 выполнены приливы 17. Изобретение обеспечивает механическую прочность трубки подачи топлива и камеры разложения в целом при одновременном максимальном снижении теплового потока с камеры разложения на трубку подачи топлива и силовой корпус. 5 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при создании однокомпонентных жидкостных ракетных двигателей, входящих в состав двигательных установок малой тяги спутников для решения задач орбитального маневрирования.

Известен двигатель для космического аппарата, работающий на гидразине, содержащий управляющий клапан, трубку подачи топлива, включающую опорную трубку с соосно размещенной в ней капиллярной трубкой, и камеру разложения с соплом. Входной конец трубки подачи закреплен на выходе управляющего клапана, а выходной конец находится во входной части камеры разложения (Патент Великобритании GB №1470664, МПК F02K 9/02, 1973 г.).

Недостатком известного двигателя является консольное закрепление камеры разложения на трубке подачи топлива относительно управляющего клапана. Для исключения риска разрушения трубки подачи от механических воздействий при выведении космического аппарата возникает необходимость выполнения опорной трубки достаточно прочной, чтобы удерживать относительно большую массу в виде камеры разложения на выходном конце трубки подачи. Однако, увеличение толщины стенки опорной трубки приводит к существенному повышению теплового потока по опорной трубке от камеры разложения к управляющему клапану. В процессе функционирования двигателя, при разложении топлива, происходит выделение значительного количества тепла. После выключения двигателя большая часть тепла от камеры разложения кондуктивно передается на опорную трубку, вследствие «накачки» тепла с опорной трубки на капиллярную трубку возрастают риски обеспечения работоспособности двигателя, особенно в импульсных режимах работы и при относительно малых тягах.

Известен однокомпонентный электротермический двигатель малой тяги, содержащий управляющий клапан, удлиненную трубку подачи топлива изогнутой формы, камеру разложения и сопло. Для снижения теплового потока от камеры разложения между торцом камеры разложения и монтажным фланцем размещен жесткий перфорированный цилиндр, который одновременно выполняет роль элемента жесткости для обеспечения устойчивого положения камеры разложения относительно монтажного фланца с отверстиями для крепления двигателя (Патент США US №7665292, МПК F03H 1/00, 2003 г.)

Известному двигателю присущи следующие недостатки:

- при включении двигателя происходит выделение значительного количества тепла в камере разложения. После выключения двигателя большая часть тепла от камеры разложения кондуктивно поступает на трубку подачи топлива, жестко закрепленную концами в камере разложения и монтажном фланце. При включении двигателя по трубке подачи поступает относительно холодное (жидкое) топливо. В итоге, при наличии перфорированного цилиндра, жестко закрепленного между камерой разложения и монтажным фланцем, трубка подачи испытывает большие циклические тепловые нагрузки и соответствующие деформации, вследствие чего возрастают риски появления усталостных дефектов в трубке подачи топлива, особенно в импульсных режимах работы;

- отвод существенного теплового потока с камеры разложения по перфорированному цилиндру с относительно низким тепловым сопротивлением ведет к неэффективному использованию тепла камеры, выделившегося от разложения топлива, и, соответственно, к ухудшению характеристик двигателя в целом.

Известен электротермический газовый тяговый блок, принятый за прототип, содержащий управляющий клапан, трубку подачи топлива, камеру разложения и сопло. На управляющем клапане закреплена концевая пластина, на которой закреплен силовой корпус в виде цилиндра из титана или нержавеющей стали. На уровнях входа в камеру разложения и на выходе из сопла установлены элементы фиксации положения камеры разложения, выполненные в виде диафрагм со спицами, которые поддерживают корпус камеры разложения в пределах силового корпуса, причем спицы диафрагм жестко соединяют трубку подачи топлива и край сопла с силовым корпусом (Патент Великобритании GB №2095336, МПК F02K 9/42, 1981 г.).

Известному двигателю присущи следующие недостатки:

- вследствие того, что спицы диафрагм жестко соединяют выходную часть трубки подачи топлива и край сопла с силовым корпусом, из-за циклического температурного воздействия от камеры разложения возникают циклические напряжения в материалах как трубки подачи в осевом направлении, так и в спицах диафрагм при каждом включении и выключении двигателя. Это снижает механическую прочность как трубки подачи, так и диафрагм со спицами, а, в итоге, - механическую прочность двигателя при его функционировании;

- отвод существенного теплового потока с камеры разложения на силовой корпус через диафрагмы со спицами ведет к неэффективному использованию тепла камеры, выделившегося от разложения топлива, и, соответственно, к ухудшению характеристик двигателя в целом.

При создании изобретения решалась задача исключения деформации трубки подачи топлива от воздействия механических нагрузок при выведения космического аппарата и из-за температурных воздействий от камеры разложения в процессе включений и выключений двигателя и, соответственно, обеспечения механической прочности трубки подачи топлива и камеры разложения в целом при одновременном максимальном снижении теплового потока с камеры разложения на трубку подачи топлива и силовой корпус.

Поставленная задача решена за счет того, что в известном однокомпонентном жидкостном ракетном двигателе малой тяги, содержащем трубку подачи топлива, камеру разложения с соплом, соосно размещенные в силовом корпусе, жестко закрепленном на монтажной плате, и элементы фиксации положения камеры разложения в силовом корпусе, установленные на уровне входа в камеру разложения и на уровне выхода из сопла, согласно изобретению входная торцевая поверхность камеры разложения неразъемно соединена с опорной втулкой трехлепестковой формы, имеющей хвостовую цилиндрическую часть, причем на лепестках выполнена посадочная поверхность с минимально возможной площадью контакта с торцевой поверхностью камеры разложения, а трубка подачи топлива расположена с зазором в канале опорной втулки, на конце хвостовой цилиндрической части опорной втулки размещено с зазором промежуточное кольцо с направляющими отверстиями, на наружной поверхности сопла с зазором размещено опорное кольцо с проточкой на его наружной поверхности, а элементы фиксации положения камеры разложения выполнены в виде установочных винтов, головки которых входят в резьбовые соединения с силовым корпусом и радиально направлены к оси двигателя, причем концы установочных винтов, расположенных на уровне входа в камеру разложения, вставлены в направляющие отверстия промежуточного кольца и входят в соприкосновение с минимальной площадью контактов с наружной поверхностью хвостовой цилиндрической части опорной втулки, а концы установочных винтов, расположенных на уровне выхода из сопла, до касания вставлены в проточку опорного кольца с минимальной площадью контактов.

Также поставленная задача решена за счет того, что на уровне входа в камеру разложения и на уровне выхода из сопла установлено не менее чем по 3-и установочных винта.

Также поставленная задача решена за счет того, что по центру внутренней поверхности опорного кольца выполнен опорный буртик.

Также поставленная задача решена за счет того, что силовой корпус, опорная втулка, промежуточное кольцо, опорное кольцо и установочные винты выполнены из материала с высоким тепловым сопротивлением.

Закрепление на входной торцевой поверхности камеры разложения опорной втулки трехлепестковой формы, имеющей хвостовую цилиндрическую часть, на которую опираются с минимальной площадью контакта установочные винты, позволяет, с одной стороны, исключить радиальное смещение входной части камеры разложения, а, с другой - до минимума уменьшить тепловой поток с камеры разложения на силовой корпус за счет минимальной площади контакта камеры разложения с лепестками опорной втулки и установочных винтов с хвостовой цилиндрической частью опорной втулки, а также за счет зазора между хвостовой цилиндрической частью опорной втулки и промежуточным кольцом.

Размещение на наружной поверхности сопла с зазором опорного кольца с проточкой под установочные винты на его наружной поверхности позволяет обеспечить механическую прочность камеры разложения с соплом и одновременно уменьшить тепловой поток с сопла на установочные винты и далее на силовой корпус.

Выполнение опорного буртика по центру внутренней поверхности опорного кольца позволяет до минимума уменьшить контакт сопла с опорным кольцом и, соответственно, уменьшить тепловой поток с сопла на силовой корпус.

Выполнение силового корпуса, опорной втулки, промежуточного кольца, опорного кольца и установочных винтов из материала с высоким тепловым сопротивлением позволяет снизить тепловой поток с камеры разложения и сопла.

Таким образом, максимальное сохранение тепла от разложения топлива в камере разложения обеспечивает максимальные характеристики двигателя.

Выполнение элементов фиксации положения камеры разложения в виде установочных винтов позволяет дополнительно производить требуемую юстировку оси сопла и камеры разложения двигателя на этапе его изготовления.

Изобретение иллюстрируется чертежами, где на фиг. 1 показан общий вид однокомпонентного жидкостного ракетного двигателя малой тяги; на фиг. 2 - сечение А-А; на фиг. 3 - выносной элемент Б; на фиг. 4 - выносной элемент В.

Двигатель содержит камеру разложения топлива 1 с газодинамическим соплом 2, трубку подачи топлива 3 от управляющего клапана 4, закрепленного на монтажной плате 5 с фланцем для подсоединения к космическому аппарату (на чертеже не показан), до входной части камеры разложения 1. Камера разложения 1 с соплом 2 и трубка подачи топлива 3 соосно расположены внутри силового корпуса 6, выполненного из материала с высокой механической прочностью и относительно высоким тепловым сопротивлением, например, из титанового сплава, и жестко закрепленного на монтажной плате 5. Входная торцевая поверхность камеры разложения 1 неразъемно, например, посредством сварки, соединена с опорной втулкой трехлепестковой формы 7, имеющей хвостовую цилиндрическую часть 8, причем на лепестках выполнена посадочная поверхность 9 с минимально возможной площадью контакта с торцевой поверхностью камеры разложения 1, а трубка подачи топлива 3 соосно расположена внутри опорной втулки с зазором. Опорная втулка 7 с хвостовой цилиндрической частью 8 выполнена из материала с высоким тепловым сопротивлением. Элементы фиксации положения камеры разложения, расположенные на уровне входа трубки подачи топлива 3 в камеру разложения 1 и на уровне выходной части сопла 2, выполнены в виде двух групп установочных винтов 10 и 11 по три в каждой группе, материал которых имеет максимально высокое тепловое сопротивление, например, титановый сплав. Головки установочных винтов 10, 11 входят в резьбовые соединения с силовым корпусом 6 и радиально направлены к оси двигателя. Концы установочных винтов 10 проходят через направляющие отверстия в промежуточном кольце 12 и практически с минимальной площадью контакта соприкасаются с наружной поверхностью хвостовой цилиндрической части 8. Промежуточное кольцо 12 с зазором фиксируется установочными винтами 10 в подвешенном состоянии над цилиндрической хвостовой частью 8 за счет минимального зазора между установочными винтами 10 и направляющими отверстиями в промежуточном кольце 12, а также за счет выбора определенного внутреннего диаметра промежуточного кольца. Концы установочных винтов 11 упираются в проточку 13, выполненную на наружной поверхности опорного кольца 14, ширина которой больше диаметра винтов. Опорное кольцо 14 с минимально необходимым зазором для парирования радиальных термических деформаций сопла и опорного кольца размещено на наружной цилиндрической поверхности сопла 2 в его выходной части и выполнено из материала с высоким тепловым сопротивлением. По центру внутренней поверхности опорного кольца 14 выполнен буртик 15, обеспечивающий контакт минимальной площади опорного кольца 14 с наружной поверхностью сопла 2 на всех этапах функционирования двигателя. В силовом корпусе 6 для облегчения конструкции и уменьшения теплового потока по установочным винтам к местам их закрепления, а также по силовому корпусу в направлении к монтажной плате 5 выполнены окна 16, при этом в местах расположения резьбовых отверстий под установочные винты 10 выполнены приливы 17 для обеспечения достаточной длины для прочности резьбовых соединений.

Сборка и функционирование двигателя осуществляется следующим образом.

На предварительном этапе сборки двигателя, для обеспечения требуемой ориентации геометрической оси сопла камеры разложения 1, в пределах упругой деформации трубки подачи топлива 3 производят юстировку двигателя, т.е. с помощью установочных винтов 10, 11 регулируют угловое и линейное положение оси камеры разложения 1 с соплом 2 относительно базовой посадочной поверхности и отверстий в монтажной плате 5. При окончательной юстировке на этапе окончательной сборки двигателя, для предотвращения самоотвинчивания на всех этапах его применения, выполняется фиксация резьбовых соединений установочных винтов 10, 11 в силовом корпусе 6, например, высокотемпературным клеем.

В процессе выведения космического аппарата, когда на двигатель действуют механические нагрузки, установочные винты 10, 11 исключают радиальное смещение камеры разложения 1, а при огневом функционировании двигателя - обеспечивают в осевом направлении свободные деформации камеры разложения 1 и трубки подачи топлива 3 от тепловых воздействий при его включении и выключении. При включениях и выключениях двигателя тепловой поток с камеры разложения на остальные элементы двигателя снижается до минимума за счет минимальных площадей контактов установочных винтов 10 с хвостовой частью 8 опорной втулки 7 и установочных винтов 11 с опорным кольцом 14, а также за счет наличия зазора между опорным кольцом 14 и соплом 2.

Заявляемый однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель малой тяги прошел циклы наземных экспериментальных испытаний и показал, как высокую механическую прочность при воздействии различных механических нагрузок, так и высокую работоспособность, и эффективность функционирования, в том числе при длительных ресурсных испытаниях как в непрерывных, так и в импульсных режимах работы.

1. Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель малой тяги, содержащий трубку подачи топлива, камеру разложения с соплом, соосно размещенные в силовом корпусе, жестко закрепленном на монтажной плате, и элементы фиксации положения камеры разложения в силовом корпусе, установленные на уровне входа в камеру разложения и на уровне выхода из сопла, отличающийся тем, что входная торцевая поверхность камеры разложения неразъемно соединена с опорной втулкой трехлепестковой формы, имеющей хвостовую цилиндрическую часть, причем на лепестках выполнена посадочная поверхность с минимально возможной площадью контакта с торцевой поверхностью камеры разложения, а трубка подачи топлива расположена с зазором в канале опорной втулки, на конце хвостовой цилиндрической части опорной втулки размещено с зазором промежуточное кольцо с направляющими отверстиями, на наружной поверхности сопла с зазором размещено опорное кольцо с проточкой на его наружной поверхности, а элементы фиксации положения камеры разложения выполнены в виде установочных винтов, головки которых входят в резьбовые соединения с силовым корпусом и радиально направлены к оси двигателя, причем концы установочных винтов, расположенных на уровне входа в камеру разложения, вставлены в направляющие отверстия промежуточного кольца и входят в соприкосновение с минимальной площадью контактов с наружной поверхностью хвостовой цилиндрической части опорной втулки, а концы установочных винтов, расположенных на уровне выхода из сопла, до касания вставлены в проточку опорного кольца с минимальной площадью контактов.

2. Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель малой тяги по п. 1, отличающийся тем, что на уровне входа в камеру разложения установлено не менее трех установочных винтов.

3. Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель малой тяги по п. 1, отличающийся тем, что на уровне выхода из сопла установлено не менее трех установочных винтов.

4. Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель малой тяги по п. 1, отличающийся тем, что по центру внутренней поверхности опорного кольца выполнен опорный буртик.

5. Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель малой тяги по п. 1, отличающийся тем, что в силовом корпусе в местах резьбовых соединений с установочными винтами выполнены приливы.

6. Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель малой тяги по п. 1, отличающийся тем, что силовой корпус, опорная втулка, промежуточное кольцо, опорное кольцо и установочные винты выполнены из материала с высоким тепловым сопротивлением.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при создании однокомпонентных жидкостных ракетных двигателей, входящих в состав двигательных установок малой тяги спутников.

Изобретение относится к космической технике, а именно к электротермическим микродвигателям. Электротермический микродвигатель содержит наружный и внутренний цилиндрические корпусы, расположенные коаксиально с образованием торовой полости между их стенками, завихритель входного топлива, трубопровод подачи топлива в завихритель, газовод с реактивным соплом, цилиндрический нагревательный элемент и трубчатую термопару, расположенную на входе в реактивное сопло, токовыводы нагревательного элемента и термопары, выведенные через торец внутреннего корпуса посредством герметизирующего термостойкого герметика, при этом на одном конце наружный и внутренний корпусы герметично соединены между собой при помощи фланцев, а на другом конце на боковой поверхности наружного корпуса смонтирован трубопровод подачи топлива в торовую полость, внутри которой выполнен завихритель входного потока топлива в виде винтового канала, в виде двухзаходной резьбы на наружной поверхности внутреннего корпуса, внешней поверхностью контактирующей с внутренней поверхностью наружного корпуса, выход которого соединен с полостью внутреннего корпуса на входе в газовод в виде винтового канала, образованного наружной поверхностью цилиндрического нагревательного элемента, трубчатым корпусом термопары, уложенным по винтовой линии на поверхности нагревательного элемента и контактирующим с внутренней поверхностью внутреннего корпуса, причем реактивное сопло установлено на торце внутреннего корпуса и снабжено внешним фланцем, герметично соединенным с фланцем наружного корпуса, при этом чувствительный элемент термопары расположен вблизи входа в критическое сечение сопла, а с противоположной от сопла стороны длина наружного корпуса превышает длину внутреннего корпуса, на котором выполнен буртик, контактирующий с внутренней поверхностью наружного корпуса, при этом герметизирующий термостойкий герметик расположен в полости выхода токовыводов термопары и нагревательного элемента, образованной свободной внутренней поверхностью наружного корпуса и ограничительной шайбой, надетой на цилиндрический нагревательный элемент.

Изобретение относится к двухрежимному воспламенителю и к двухрежимному способу впрыска в воспламенитель для запуска ракетного двигателя как при условиях низкого давления, так и при условиях высокого давления.

Изобретение относится к космической технике, а именно к аммиачным корректирующим двигательным установкам с электротермическими микродвигателями, устанавливаемым на меневрирующих малых космических аппаратах.

Изобретение относится к космической технике, в частности предназначено для спутников малой массы. Цилиндрические корпусы токовыводов нагревательных элементов и термопар игольчатого типа выполнены в виде плоского кронштейна.

Изобретение относится к космической технике, а именно к электротермическим микродвигателям, входящим в состав двигательных установок микротяги, устанавливаемых на малые космические аппараты для решения задач орбитального маневрирования.

Изобретение относится к космической технике, в частности к двигательным установкам спутников малой массы. .

Изобретение относится к двигательным установкам для спутников малой массы. .

Изобретение относится к космической технике, в частности к способам создания сверхмалой реактивной тяги электротермическими микродвигателями (МД), используемыми в прецизионных системах управления движением (СУД) малогабаритных космических аппаратов (КА).

Изобретение относится к области космической техники и может найти применение при создании жидкостных ракетных двигателей и газогенераторов. .

Изобретение относится к области ракетной техники и, в частности, к жидкостным ракетным двигателям, работающим на земле и в пустоте в составе ракетного блока. Способ повышения удельного импульса тяги серийно изготавливаемых жидкостных ракетных двигателей заключающийся в том, что повышают давление в камере сгорания и повышают геометрическую степень расширения сопла за счет установки соплового насадка на срезе сопла серийно изготовленной камеры или изменения контура последних секций сопла.

Пульсирующий кумулятивный ракетный двигатель содержит камеру сгорания, сопловой блок, канал подачи кислорода и канал подачи водорода, камеру распределения кислорода, камеру распределения водорода, камеру вихревой закрутки кислорода, камеру вихревой закрутки водорода.

Группа изобретений относится к ракетной технике. Устройство для разложения перекиси водорода содержит камеру разложения с расположенным внутри нее катализатором, выполненную с возможностью поступления в нее перекиси водорода с концентрацией от 80% до 100% из резервуара для хранения.

Группа изобретений относится к ракетной технике. Устройство для разложения перекиси водорода содержит камеру разложения с расположенным внутри нее катализатором, выполненную с возможностью поступления в нее перекиси водорода с концентрацией от 80% до 100% из резервуара для хранения.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Жидкостная ракетная двигательная установка космического аппарата, содержащая маршевый двигатель с насосной системой подачи компонентов топлива в камеру сгорания из объемных баков 1 низкого давления, двигатели 5 ориентации и стабилизации с подачей компонентов топлива в камеры сгорания из баков 10 высокого давления, при этом баки 10 высокого давления выполнены малообъемными и проточными, разделены подвижным герметичным элементом - сильфоном 14 на жидкостную 11 и газовую 15 полости, при этом объемные баки 1 дополнительно сообщены с жидкостными полостями 11 малообъемных баков 10 магистрали 4, в этих магистралях 4 установлены насосы 6 с приводом от электродвигателей 7, обратные клапаны 9, жидкостные полости 11 малообъемных баков 10 сообщены с входами в двигатели 5 ориентации и стабилизации, их газовые полости 15 заполнены газом наддува и герметично отдалены от жидкостных полостей 11 баков и окружающей среды, а на входах магистралей подачи компонентов топлива в двигатели 5 ориентации и стабилизации последовательно установлены сигнализаторы давления 12 верхнего и нижнего уровня давления компонентов топлива и регуляторы 13 давления.

Изобретение относится к наддуву топливных баков ракетного двигателя. Устройство содержит основной нагреватель (58), приспособленный для нагревания компонента ракетного топлива, поступающего из бака (16) перед его возвращением в этот бак.

Изобретение относится к ракетной технике. Способ дросселирования тяги ЖРД, основанный на снижении массовых расходов компонентов топлива в камеру с нерегулируемыми форсунками, при котором после уменьшения массовых расходов ниже заданных значений подают газ в полости магистралей питания камеры на входах в форсуночную головку камеры и смешивают его с жидкими компонентами топлива, создавая гомогенные мелкодисперсные эмульсии компонентов топлива, относительные объемные газосодержания которых увеличивают с увеличением степени дросселирования тяги.

Изобретение относится к ракетным двигателям. В ракетном двигателе, содержащем газогенератор, связанный газоводами с теплообменником и смесительной головкой камеры сгорания через дроссель с баками горючего и окислителя, снабженном системой автоматического запуска и управления, согласно изобретению газогенератор оснащен запальным устройством со свечой зажигания, форсункой, соединенной с воздушным баллоном, баком горючего, а также двумя инжекторами с форсунками, один из которых присоединен через дроссель к баку с горючим, другой - через дроссель к баку с окислителем, при этом оба инжектора через газозаборники соединены с полостью высокого давления газогенератора.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при разработке ракеты-носителя (РН) для легких нагрузок. Жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) включает камеры сгорания, четыре пневмонасосных агрегата для подачи топлива и окислителя, бак с гелием высокого давления, бак с жидким метаном, при этом каждый пневмонасосный агрегат содержит два выхода для отвода газообразной и жидкой компоненты, причем газообразные компоненты метана, кислорода отводятся к рулевым камерам сгорания для последующего дожигания.

Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано в космической технике или авиации. Способ создания тяги двигателя, основанный на использовании энергетических ресурсов топлива, в котором рабочее тело вводят в сопло тангенциально с критической скоростью в поперечном направлении и обеспечивают потоку круговое - вращательное движение по всей длине сопла.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Многокамерный жидкостный ракетный двигатель с дожиганием с управляемым вектором тяги, содержащий установленные два двигательных блока, каждый с газогенератором, камерами, агрегатами автоматики и регулирования, рамой, размещенным в центральной части двигательного отсека турбонасосным агрегатом с турбиной и насосами, соединенных своими затурбинными полостями и полостями после насосов разветвленными магистралями общих патрубков и расходящихся к камерам изогнутых симметричных трубопроводов подвода соответственно генераторного газа и компонентов к соответствующим полостям смесительных головок и трактам охлаждения камер, размещенных и скрепленных с рамами посредством траверс по периферии двигательного отсека, при этом в нем каждый двигательный блок расположен крестообразно и ортогонально относительно другого своими главными соответствующими продольными плоскостями симметрии и с радиально симметричным расположением камер, причем в каждом из двигательных блоков расходящиеся к камерам симметричные изогнутые трубопроводы подвода соответственно генераторного газа и компонентов к соответствующим полостям смесительных головок и трактам охлаждения камер выполнены с одинаковыми диаметрами поперечных сечений и одинаковой траектории и ориентированы изогнутыми частями в месте соединения с общим патрубком на первом блоке по направлению к срезам сопел, а на втором - в обратную вдоль продольной оси симметрии жидкостного ракетного двигателя сторону с образованием зазора между трубопроводами первого блока, а общие патрубки одного и второго двигательного блока выполнены газодинамически идентичными, например, с одинаковыми диаметрами поперечных сечений, радиусами, углами, количеством поворотов и длинами прямолинейных и криволинейных траекторий участков между ними. Изобретение обеспечивает расширение функциональных возможностей двигателя с дожиганием генераторного газа и с управляемым вектором тяги. 1 з.п. ф-лы, 11 ил.

Изобретение относится к космической технике, в частности к однокомпонентным жидкостным ракетным двигателям, входящим в состав двигательных установок малой тяги спутников для решения задач орбитального маневрирования. Однокомпонентный жидкостный ракетный двигатель малой тяги содержит камеру разложения топлива 1 с газодинамическим соплом 2, трубку подачи топлива 3 от управляющего клапана 4, закрепленного на монтажной плате 5, до входной части камеры разложения 1. Камера разложения 1 с соплом 2 и трубка подачи топлива 3 соосно расположены внутри силового корпуса 6, жестко закрепленного на монтажной плате 5. Входная торцевая поверхность камеры разложения 1 неразъемно соединена с опорной втулкой трехлепестковой формы 7, имеющей хвостовую цилиндрическую часть 8, при этом трубка подачи топлива 3 соосно расположена внутри опорной втулки с зазором. Элементы фиксации положения камеры разложения, расположенные на уровне входа трубки подачи топлива 3 в камеру разложения 1 и на уровне выходной части сопла 2, выполнены в виде двух групп установочных винтов 10 и 11, по три в каждой группе. Головки установочных винтов 10, 11 входят в резьбовые соединения с силовым корпусом 6 и радиально направлены к оси двигателя. Концы установочных винтов 10 проходят через направляющие отверстия в промежуточном кольце 12, соприкасаются с наружной поверхностью хвостовой цилиндрической части 8. Промежуточное кольцо 12 с зазором фиксируется установочными винтами 10 в подвешенном состоянии над цилиндрической хвостовой частью 8. Концы установочных винтов 11 упираются в проточку 13, выполненную на наружной поверхности опорного кольца 14. Опорное кольцо 14 размещено на наружной цилиндрической поверхности сопла 2 в его выходной части. На внутренней поверхности опорного кольца 14 выполнен буртик 15, обеспечивающий контакт минимальной площади опорного кольца 14 с наружной поверхностью сопла 2 на всех этапах функционирования двигателя. В силовом корпусе 6 выполнены окна 16, при этом в местах расположения резьбовых отверстий под установочные винты 10 выполнены приливы 17. Изобретение обеспечивает механическую прочность трубки подачи топлива и камеры разложения в целом при одновременном максимальном снижении теплового потока с камеры разложения на трубку подачи топлива и силовой корпус. 5 з.п. ф-лы, 4 ил.

Наверх