Жидкостный ракетный двигатель с управляемым вектором тяги

Изобретение относится к ракетной технике. Жидкостный ракетный двигатель с управляемым вектором тяги, содержащий с возможностью качания вдоль главных плоскостей стабилизации сопло камеры и карданный узел с цапфами в ортогональных плоскостях между траверсами и рамой и смонтированным между карданным узлом и наружным корпусом сопла камеры в районе минимального сечения сопла разъемным бандажом с цапфами, установленным торцевыми частями на торцах кольцевых буртов корпуса сопла до минимального по потоку газов в сопле и после минимального сечения, при этом между разъемным бандажом и корпусом камеры и соосно им установлены конические втулки, ориентированные минимальными диаметрами первая - на входное, а вторая - на выходное от минимального сечение сопла, причем минимальными диаметрами, закрепленными на торцах корпуса сопла, а максимальными первая - на бандаже со стороны входной части сопла, а вторая - на бандаже со стороны выходной части сопла, причем в конусных стенках втулок выполнены сквозные радиальные пазы, образующие проушины, установленные последними в пазах втулок без взаимного соприкосновения проушин. Изобретение обеспечивает повышения надежности для жидкостных ракетных двигателей больших тяг, уменьшение радиальных габаритов жидкостного ракетного двигателя, уплотнение компоновки двигателя и за счет этого уменьшение массы двигателя. 8 ил.

 

Изобретение относится к ракетной технике, в которой создание жидкостных ракетных двигателей с минимально возможными массой, продольными и радиальными габаритами, что является всегда актуальным, особенно для жидкостных ракетных двигателей верхних ступеней ракет-носителей, а более конкретно к устройству жидкостного ракетного двигателя с управляемым вектором тяги, например однокамерного.

Известны жидкостные ракетные двигатели с управляемым вектором тяги, содержащие с возможностью качания вдоль главных плоскостей стабилизации сопла камер и карданный узел с цапфами в ортогональных плоскостях между траверсами и рамой, смонтированным между карданным узлом и наружным корпусом сопла камеры в районе минимального сечения сопла.

На таких двигателях управление вектором тяги обеспечивается за счет качания камеры в двух плоскостях посредством рулевых приводов, расположенных в плоскостях стабилизации ракеты, то есть, в вертикальных плоскостях, проходящих через оси карданного подвеса (см. справочник под редакцией Шустова И.Г. «Двигатели 1944-2000: авиационные, ракетные, морские, наземные», М., изд. «АКС - Конверсалт, 2000 г., стр. 96, РД-0120 и стр. 272, РД-191»).

Если для двигателей малых и средних тяг возможно использование прототипов из-за небольшого различия в их нагружении и перемещении несущих частей, то для двигателей больших тяг простое заимствование конструктивного исполнения узла качания приводит к значительному увеличению габаритов и массы за счет того, что при равенстве относительных перемещений абсолютные перемещения имеют значительную величину и для уменьшения перемещений приходится значительно увеличивать жесткость узлов, что приводит к увеличению массы.

В жидкостных ракетных двигателях больших тяг при увеличении тяги камеры увеличивается диаметр минимального сечения сопла камеры. При выполнении цапф даже на корпусе сопла в его минимальном сечении с помощью сварки из-за увеличения диаметра минимального сечения сопла камеры все линейные размеры увеличиваются пропорционально увеличению диаметра минимального сечения сопла, в том числе цапфы, кардан и участок корпуса имеют значительную массу, что не всегда целесообразно и приводит к росту общей массы камеры и двигателя в целом.

Известен также жидкостный ракетный двигатель с управляемым вектором тяги, содержащий с возможностью качания вдоль главных плоскостей стабилизации сопло камеры и карданный узел с с цапфами в ортогональных плоскостях между траверсами и рамой и смонтированным между карданным узлом и наружным корпусом сопла камеры в районе минимального сечения сопла разъемным бандажом с цапфами, установленным торцевыми частями на торцах кольцевых буртов корпуса сопла (см. патент РФ №2160376 от 21.12.1998 г. по МПК F02K 9/66) - прототип.

В приведенном жидкостном ракетном двигателе за счет применения разъемного бандажа между корпусом камеры и карданом можно снизить массу жидкостного ракетного двигателя, применяя более легкий титановый или алюминиевый сплав разъемного бандажа по сравнению со стальным корпусом сопла камеры в минимальном сечении, что позволяет избежать сварки разнородных материалов: стального корпуса камеры и разъемного бандажа из другого более легкого материала, например алюминиевого сплава или сплава из титана. Сварка легких сплавов разъемного бандажа и наружного корпуса сопла не всегда целесообразна, особенно при многократном использовании камеры в многоразовом жидкостном ракетном двигателе большой тяги с управляемым вектором тяги.

Указанное техническое решение обеспечивает уменьшение радиальных габаритов двигателя и уменьшение массы узла камеры, бандажа и кардана в целом при применении двигателя в стесненных условиях модернизируемых ракет-носителей при их форсировании в прежних размерах, что очень важно с точки зрения удешевления форсирования. Однако, на нестационарном режиме запуска камеры корпус сопла камеры нагревается и температура его повышается, в то время как бандаж нагревается с отставанием уровня температур от температуры корпуса из-за замедления передачи тепла теплопроводностью от корпуса сопла камеры, в связи с чем абсолютные линейные значения температурных расширений корпуса камеры, пропорциональные размеру диаметра минимального сечения сопла камеры, особенно для двигателей больших тяг вдоль продольной оси, и бандажа на нестационарном режиме так же получаются разные, в связи, с чем может нарушаться целостность разъемного их соединения даже с применением предварительного линейного натяга вдоль продольной оси.

Задачей предполагаемого изобретения является устранение вышеуказанных недостатков и расширения номенклатуры применяемых материалов для уменьшения массы и обеспечения гарантированного сопряжения бандажа с корпусом камеры, повышения надежности особенно для жидкостных ракетных двигателей больших тяг, уменьшение радиальных габаритов жидкостного ракетного двигателя, уплотнение компоновки двигателя и за счет этого уменьшение массы двигателя.

Приведенные выше недостатки исключены в предполагаемом изобретении.

Указанная задача изобретения достигается тем, что в известном жидкостном ракетном двигателе между разъемным бандажом и корпусом камеры и соосно им установлены конические втулки, ориентированные минимальными диаметрами первая на входное, а вторая на выходное от минимального сечение сопла, причем минимальными диаметрами закрепленными на торцах корпуса сопла, а максимальными -, первая на разъемном бандаже со стороны входной части сопла, а вторая - на разъемном бандаже со стороны выходной части сопла, причем в конусных стенках конических втулок выполнены сквозные радиальные пазы, образующие проушины, установленные последними в пазах втулок без взаимного соприкосновения проушин.

Предполагаемое изобретение представлено на чертеже фиг. 1-8, где показаны следующие узлы и детали:

1. Сопло камеры;

2. Карданный узел;

3. Цапфа;

4. Цапфа;

5. Плоскость стабилизации сопла;

6. Плоскость стабилизации сопла;

7. Траверса;

8. Рама;

9. Наружный корпус сопла камеры;

10. Минимальное сечение сопла камеры;

11. Разъемный бандаж;

12. Цапфа разъемного бандажа;

13. Первая торцевая часть разъемного бандажа;

14. Вторая торцевая часть разъемного бандажа;

15. Первый торец кольцевого бурта корпуса сопла;

16. Второй торец кольцевого бурта корпуса сопла;

17. Первый кольцевой бурт корпуса сопла;

18. Второй кольцевой бурт корпуса сопла;

19. Первая часть разъемного бандажа;

20. Вторая часть разъемного бандажа;

21. Болт;

22. Шайба;

23. Гайка;

24. Первая коническая втулка;

25. Вторая коническая втулка;

26. Первая часть первой конической втулки с минимальным диаметром сечения;

27. Входной участок сопла камеры;

28. Первая часть второй конической втулки с минимальным диаметром сечения;

29. Выходной участок сопла камеры;

30. Вторая часть первой конической втулки с максимальным диаметром сечения;

31. Выходной участок минимального сечения сопла;

32. Вторая часть второй конической втулки с максимальным диаметром сечения;

33. Входной участок минимального сечения сопла камеры;

34. Конусная стенка первой конической втулки;

35. Сквозной радиальный паз;

36. Проушина;

37. Конусная стенка второй конической втулки;

38. Сквозной радиальный паз;

39. Проушина;

40. Рулевой привод

Жидкостный ракетный двигатель с управляемым вектором тяги содержит сопло камеры 1 и карданный узел 2 цапфами 3 и 4 с возможностью качания вдоль главных плоскостей стабилизации 5 и 6 между траверсами 7 и рамой 8 и смонтированным между карданным узлом 2 и наружным корпусом 9 сопла камеры 1 в районе минимального сечения 10 сопла камеры 1 разъемным бандажом 11 с цапфами 12, соосными с цапфами карданного узла 3, установленным торцевыми частями 13 и 14 на торцах 15 и 16 кольцевых буртов 17 и 18 корпуса сопла 9 до минимального сечения 10 по потоку газов в сопле и после минимального сечения 10. Между разъемным бандажом 11, состоящим из двух частей 19 и 20 и более и корпусом сопла камеры 9, скрепленных друг с другом с помощью болтового соединения из болтов 21, шайб 22 и гаек 23, и соосно корпусу 9 сопла камеры 1 установлены конические втулки 24 и 25, ориентированные таким образом, что первая коническая втулка 24 своей первой частью с минимальным диаметром сечения 26 закреплена за корпус сопла 9 на входном участке 27 сопла камеры. Вторая коническая втулка 25 своей второй частью с минимальным диаметром сечения 28 закреплена за корпус сопла 9 на выходном участке 29. Первая коническая втулка 24 своей второй частью с максимальным диаметром сечения 30 закреплена за корпус разъемного бандажа 11 в его торцевой части 13 со стороны выходного участка 29 минимального сечения сопла камеры. Вторая коническая втулка 25 своей частью с максимальным диаметром сечения 32 закреплена за корпус разъемного бандажа 11 в его торцевой части 14 на входном участке 33 минимального сечения сопла камеры. В конусной стенке 34 первой конической втулки 24 выполнены сквозные радиальные пазы 35, образующие проушины 36. В конусной стенке 37 второй конической втулки 25 выполнены сквозные радиальные пазы 38, образующие проушины 39. Проушины 36 первой конической втулки 24 установлены в радиальных пазах 38 второй конической втулки 25 без соприкосновения проушин 36 и 39. Проушины 39 второй конической втулки 25 установлены в радиальных пазах 35 первой конической втулки 24 без соприкосновения проушин 39 и 36. Один из вариантов сборки конической втулок 24 и 25 с наружным корпусом сопла 9 и разъемным бандажом 11 заключается в следующем. Перед сборкой выходной части сопла с входной частью сопла на входную часть сопла монтируется первая коническая втулка 24 первой частью с минимальным диаметром сечения 26. После сборки выходного участка сопла 29 и входного участка сопла 27 с помощью сварки посредством накладки (из двух частей) монтируется вторая коническая втулка 25 своей первой частью с минимальным диаметром 28 за участок выходной части сопла 29, а второй частью с максимальным диаметром сечения 30 ориентирована в сторону входной части сопла 27. Разъемный бандаж 11 и конические втулки 24 и 25 на второй части первой конической втулки 30 и второй части второй конической втулки 32 с максимальными диаметрами сечения имеют фиксаторы, например в виде пазов и ответных выступов, препятствующих окружному проворачиванию корпуса сопла камеры 1 относительно разъемного бандажа 11. В разъемном бандаже 11 в одной плоскости стабилизации 5 выполнены цапфы 3 для соединения с карданным узлом 2, а в перпендикулярной плоскости стабилизации 6 в карданном узле 2 выполнены цапфы 4. Цапфы 4 далее соединены с посадочными местами в траверсах 7, соединенных с рамой 8. В жидкостном ракетном двигателе установлены рулевые приводы 40 для качания сопла камеры 1 в плоскостях стабилизации 5 и 6.

Жидкостный ракетный двигатель с управляемым вектором тяги работает следующим образом. При запуске жидкостного ракетного двигателя с управляемым вектором тяги высокотемпературные продукты сгорания поступают во входной участок сопла камеры 27, проходя минимальное сечение сопла камеры 10 и далее поступая в выходное сечение сопла камеры 29, нагревая наружный корпус сопла камеры 9 от нагреваемого охладителя и через ребра двухслойной оболочки (на фиг. 1 - не показаны) в нестационарном режиме до температуры, превышающей по величине температуру нагрева первой конической втулки 24 и температуру нагрева второй конической втулки 25, контактирующими с корпусом сопла камеры 9 только через первую часть первой конической втулки с минимальным диаметром сечения 26 и первую часть второй конической втулки с минимальным диаметром сечения 28 и тем более превышающей по величине температуру нагрева разъемного бандажа 11. За счет продольного температурного расширения наружного корпуса сопла 9 первая коническая втулка 24 первой частью первой конической втулки с минимальным диаметром сечения 26 и второй частью первой конической втулки с максимальным диаметром сечения 30 получает продольное встречное перемещение к второй части второй конической втулки с максимальным диаметром сечения 34 навстречу друг к другу, сжимая разъемный бандаж 11 со стороны первой торцевой части 13 разъемного бандажа 11 и второй торцевой части 14 разъемного бандажа 11, из-за чего в соединении отсутствует образование зазора и обеспечивается гарантированный натяг. В процессе дальнейшего разогрева всех составляющих соединения их температуры приближаются к стационарному распределению с сохранением гарантированного натяга между разъемным бандажом 11 и наружным корпусом сопла камеры 9. Как показали результаты расчетов нестационарного разогрева наружного корпуса сопла, конических втулок 24 и 25, разъемного бандажа 11 получен гарантированный натяг между сопрягаемыми разъемным бандажом 11 и коническими втулками 24 и 25, обеспечивающий возможность выполнения разъемного бандажа из материала с меньшей массой, отличающегося от материала корпуса сопла, например из титанового или алюминиевого сплава с меньшей массой, что снижает массу жидкостного ракетного двигателя и его радиальные габариты. Это позволяет уменьшить радиальные габариты и массу жидкостного ракетного двигателя и ракеты-носителя в целом.

Предварительные проработки предлагаемого технического решения для вновь разрабатываемого двигателя показали эффективность предлагаемого технического решения для значительного уменьшения радиальных габаритов и массы жидкостного ракетного двигателя, особенно для жидкостного ракетного двигателя большой тяги.

Жидкостный ракетный двигатель с управляемым вектором тяги, содержащий с возможностью качания вдоль главных плоскостей стабилизации сопло камеры и карданный узел с цапфами в ортогональных плоскостях между траверсами и рамой и смонтированным между карданным узлом и наружным корпусом сопла камеры в районе минимального сечения сопла разъемным бандажом с цапфами, установленным торцевыми частями на торцах кольцевых буртов корпуса сопла до минимального по потоку газов в сопле и после минимального сечения, отличающийся тем, что в нем между разъемным бандажом и корпусом камеры и соосно им установлены конические втулки, ориентированные минимальными диаметрами первая - на входное, а вторая - на выходное от минимального сечение сопла, причем минимальными диаметрами, закрепленными на торцах корпуса сопла, а максимальными первая - на бандаже со стороны входной части сопла, а вторая - на бандаже со стороны выходной части сопла, причем в конусных стенках втулок выполнены сквозные радиальные пазы, образующие проушины, установленные последними в пазах втулок без взаимного соприкосновения проушин.



 

Похожие патенты:

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.

Ракетный двигатель твердого топлива с изменяемым вектором тяги по направлению состоит из силового теплоизолированного корпуса и центрального тела, образующих в выходной части контур кольцевого сопла, канального заряда твердого топлива, скрепленного с силовым теплоизолированным корпусом, воспламенительного устройства и сопловой заглушки, привода перемещения, расположенного в центральном теле.

Изобретение относится к многокамерным жидкостным ракетным двигателям с дожиганием и управляемым вектором тяги. Многокамерный жидкостный ракетный двигатель с дожиганием и управляемым вектором тяги содержит раму, газогенератор, турбонасосный агрегат с насосами, входные магистрали окислителя и горючего с входными патрубками и установленными на них пусковыми клапанами, несколько неподвижных основных камер, соединенных газоводами с полостью турбины и магистралями с полостями насосов, и сопел управления, соединенных магистралями с пуско-отсечными клапанами с затурбинной полостью турбонасосного агрегата, при этом установлен дополнительный насосный агрегат с насосами горючего и окислителя и электрическим приводом в виде электродвигателя, соединенным электрической системой с установленным аккумулятором, входы одноименных компонентов которых соединены магистралями с установленными на них пуско-отсечными клапанами с полостями входных патрубков перед пуско-отсечными клапанами.

Изобретение относится к управлению вектором тяги жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). ЖРД содержит камеру с охлаждаемой сверхзвуковой частью сопла, неохлаждаемый насадок из углерод-углеродного композиционного материала, соединенных между собой с помощью разъемного соединения, рулевые агрегаты и раму, согласно изобретению на охлаждаемой части сопла и неохлаждаемом насадке выполнены бурты округлой формы и имеющие эквидистантные поверхности с графитовым покрытием, между которыми установлены в двух взаимно перпендикулярно-расположенных плоскостях четыре дефлектора округлой формы из углерод-углеродного композиционного материала, внутренние и наружные поверхности которых идентичны по форме поверхностям буртов с осью вращения, расположенной на оси охлаждаемой части сопла, и с торцевой поверхностью дефлектора, являющейся продолжением профилированной поверхности сопла при их нахождении в исходном положении.

Изобретение относится к ракетным двигателям, в которых для управления вектором тяги в полете используются различные органы управления, расположенные у среза сопла или внутри него.

Изобретение относится к ориентируемой системе ракетного двигателя для летательных аппаратов. Система ориентируемого ракетного двигателя для летательного аппарата, содержащая ракетный двигатель (4), содержащий камеру (7) сгорания и сопло (8), подсоединенное посредством горловины (9) сопла, при этом система выполнена с возможностью ориентировать ракетный двигатель (4) относительно исходного положения, определяющего исходную ось, которая, при нахождении ракетного двигателя (4) в исходном положении, ортогональна к отверстию (10) для выброса газов из сопла и проходит через центр (C) отверстия (10) для выброса газов, при этом система содержит средство (11) наклона, посредством которого ракетный двигатель (4) жестко подсоединен к горловине (9) сопла посредством прилегающей части сопла (8) и которое наклоняет сопло (8) и камеру (7) сгорания в противоположных направлениях так, что ракетный двигатель принимает, относительно исходного положения, наклонные положения, в которых центр (C) отверстия (10) для выброса газов из сопла (8) расположен, по меньшей мере, приблизительно на исходной оси, при этом средство (11) наклона содержит полую опорную конструкцию (14A), имеющую форму усеченной пирамиды, которая выполнена с возможностью деформации в обоих направлениях первого направления (12) деформации под действием первого приводного средства (15), на малом основании (24) которой размещен ракетный двигатель (4) и внутри которой размещена камера (7) сгорания.

Изобретение относится к управлению вектором тяги жидкостного ракетного двигателя (ЖРД). ЖРД содержит камеру с охлаждаемой сверхзвуковой частью сопла, неохлаждаемый насадок из углерод-углеродного композиционного материала (УУКМ), рулевые агрегаты и раму, наружная поверхность неохлаждаемого насадка в районе среза выполнена в виде сферы с центром вращения на оси камеры, на которую устанавливается дефлектор из УУКМ, состоящий из двух частей, соединенных между собой при помощи фланцевого соединения с уплотнением из терморасширенного графита, внутренняя поверхность которого имеет сферическую форму, эквидистантную сферической поверхности неохлаждаемого насадка, а на наружной поверхности выполнены проушены для закрепления к рулевым агрегатам, которые крепятся к раме двигателя, при этом сферические поверхности неохлаждаемого насадка и дефлектора имеют графитовое покрытие.

Изобретение относится к области ракетостроения, в частности к жидкостным ракетным двигателям с управляемым вектором тяги. Жидкостной ракетный двигатель с управляемым вектором тяги, содержащий камеру с возможностью качания в цапфах в главных плоскостях стабилизации, магистрали подвода компонентов на периферии двигателя вдоль его оси, турбонасосный агрегат с центробежными основными насосами высокого давления и подкачивающие агрегаты, выходы насосов которых выполнены в виде спиральных отводов с коническими патрубками и соединены у последних с входами основных насосов по периферии камеры двумя парами двух взаимно перпендикулярных последовательных гибких трубопроводов в виде сильфонов, параллельных главным плоскостям стабилизации и соединенных криволинейными патрубками, согласно изобретению подкачивающие центробежные насосы установлены своими входами соосно магистралям подвода компонентов, а коническими патрубками выходов вдоль продольных осей симметрии первых по направлению к насосам высокого давления и ближайшим сильфонам гибких трубопроводов, причем подкачивающий насос одного компонента выполнен с возможностью вращения ротора в противоположном направлении от направления вращения ротора подкачивающего насоса другого компонента.

Изобретение относится к узлам качания камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) и может быть использовано для установки геометрической оси камеры, качающейся в одной плоскости, в заданном положении, с высокой точностью.

Изобретение относится к области ракетостроения, а именно к способам повышения тяги ракетного двигателя, и может быть использовано для увеличения тяги ракетных и авиационных двигателей.

Изобретение относится к области энергетического машиностроения и касается выполнения узла качания камеры жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) с дожиганием генераторного газа.

Изобретение относится к ракетной технике. В двухкамерном жидкостном ракетном двигателе с управляемым вектором тяги, содержащем две камеры с возможностью качания каждой в своей плоскости стабилизации в цапфах и траверсах относительно оси качания, проходящей через плоскость минимального сечения сопла камеры, перпендикулярной продольной оси двигателя, и расположенный вдоль продольной оси двигателя общий для двух камер турбонасосный агрегат с турбиной и патрубком отвода генераторного газа, соединенный выходом с помощью последовательных на каждую камеру криволинейного жесткого патрубка, газоводов, а в районе минимального сечения сопла - гибкого трубопровода, перпендикулярного оси качания, с полостью смесительной головки, и установленные на трубопроводах генераторного газа теплообменники для нагрева газа наддува баков, гибкий трубопровод ориентирован и установлен входом генераторного газа по направлению к смесительной головке камеры, а выходной частью, соединенной газоводом со смесительной головкой, в обратном от смесительной головки камеры направлении, причем теплообменники установлены на газоводах на участках от гибкого трубопровода до смесительной головки камеры.

Изобретение относится к области ракетостроения, в частности к узлам качания камер ЖРД, может быть использовано в космической технике и авиации. Узел качания камеры, расположенный между камерой и газоводом, включающий герметизирующее устройство, сферический неподвижный корпус, подвижный стакан, неподвижный и подвижный экраны, образующие центральный продольный канал, рамочный кардан, имеющий возможность качаться с камерой и герметизирующим устройством в 2-х взаимно перпендикулярных плоскостях относительно общего центра и газовода, согласно изобретению, герметизирующее устройство конструктивно совмещено с силовыми элементами и содержит силовой опорный вкладыш, жестко закрепленный на стакане и имеющий шаровую поверхность, эквидистантную сферической поверхности корпуса, покрытую материалом с низким коэффициентом трения и высоким уплотняющим свойством, например «Афталом».

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при создании карданных подвесов однокамерных жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) с дожиганием генераторного газа.

Изобретение относится к узлам качания камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) и может быть использовано для установки геометрической оси камеры, качающейся в одной плоскости, в заданном положении, с высокой точностью.

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.

Изобретение относится к способам управления запуском жидкостных реактивных двигателей ракеты космического назначения на стартовой позиции. Способ включает зажигание топлива в камерах сгорания двигателей, выход на режим предварительной ступени, проверку работоспособности на этом режиме и выдачу команды на перевод тяги всех двигателей на главную ступень.

Изобретение относится к области ракетостроения, в частности к узлу качания камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) с дожиганием генераторного газа после турбины турбонасосного агрегата в камере сгорания, и может быть использовано в системах трубопроводов с рабочим телом высокого давления и высокой температуры.

Изобретение относится к ракетной технике. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано преимущественно в жидкостных ракетных двигателях дя управления вектором тяги. .

Изобретение относится к ракетной технике, а более конкретно к способам комплектации жидкостных ракетных двигателей с дожиганием с управляемым вектором тяги. Cпособ комплектации жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с управляемым вектором тяги, включающий операции сборки корпуса камеры, выполненного из цилиндрической части, сужающегося и расширяющегося участков сопла, с карданом, устанавливаемым по периферии стыка корпуса сужающегося участка сопла с расширяющимся, и далее с цапфами траверс и рамой жидкостного ракетного двигателя, при этом в нем установку кардана осуществляют перед операцией соединения корпусов сужающейся и расширяющейся части сопла, кардан раскрепляют с помощью технологических приспособлений с возможностью фиксации от продольных и поперечных перемещений его при операциях сборки корпусов сужающегося и расширяющегося участков сопла, соединяют два корпуса сужающейся и расширяющейся части сопла, например, сваркой, а установку кардана в цапфах камер и в цапфах траверс, сборку траверс с рамой осуществляют после полного цикла изготовления камеры. Изобретение обеспечивает снижение радиальных габаритов и массы двигателя за счет обеспечения возможности изготовления кардана в виде цельного монолитного блока с помощью объемной штамповки без разъемов силовой периметрической части и цапф. 13 ил.

Изобретение относится к ракетной технике. Жидкостный ракетный двигатель с управляемым вектором тяги, содержащий с возможностью качания вдоль главных плоскостей стабилизации сопло камеры и карданный узел с цапфами в ортогональных плоскостях между траверсами и рамой и смонтированным между карданным узлом и наружным корпусом сопла камеры в районе минимального сечения сопла разъемным бандажом с цапфами, установленным торцевыми частями на торцах кольцевых буртов корпуса сопла до минимального по потоку газов в сопле и после минимального сечения, при этом между разъемным бандажом и корпусом камеры и соосно им установлены конические втулки, ориентированные минимальными диаметрами первая - на входное, а вторая - на выходное от минимального сечение сопла, причем минимальными диаметрами, закрепленными на торцах корпуса сопла, а максимальными первая - на бандаже со стороны входной части сопла, а вторая - на бандаже со стороны выходной части сопла, причем в конусных стенках втулок выполнены сквозные радиальные пазы, образующие проушины, установленные последними в пазах втулок без взаимного соприкосновения проушин. Изобретение обеспечивает повышения надежности для жидкостных ракетных двигателей больших тяг, уменьшение радиальных габаритов жидкостного ракетного двигателя, уплотнение компоновки двигателя и за счет этого уменьшение массы двигателя. 8 ил.

Наверх