|
На данной странице представлена ознакомительная часть выбранного Вами патента
Для получения более подробной информации о патенте (полное описание, формула изобретения и т.д.) Вам необходимо сделать заказ. Нажмите на «Корзину»
| ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ |  |
Номер публикации патента: 2179650 |  |
| Редакция МПК: | 7 | | Основные коды МПК: | F02K009/48 | | Аналоги изобретения: | RU 2095608 C1, 10.11.1997. RU 2095607 C1, 10.11.1997. RU 2148181 C1, 27.04.2000. US 3049870 A, 21.08.1962. US 3516254 A, 23.06.1970. FR 2640322 A1, 15.06.1990. US 6052287 A, 25.04.2000. DE 3506826 A1, 28.08.1986. БАБКИН А.И. Основы теории автоматического управления ракетными двигательными установками. - Москва.: Машиностроение, 1986, с. 9, рис. 1,7. КУДРЯВЦЕВ В.М. Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей. - М.: Высшая школа, 1993, кн. 2, с. 109-117. КОЗЛОВ А.А. Системы питания и управления жидкостных двигательных установок. - М.: Машиностроение, 1988, с. 115-125. |
| Имя заявителя: | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "ЭНЕРГИЯ" им. С.П. Королева" | | Изобретатели: | Тупицын Н.Н.
Катков Р.Э.
Чикаев И.П. | | Патентообладатели: | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "ЭНЕРГИЯ" им. С.П. Королева" |
Реферат | |
Жидкостный ракетный двигатель предназначен для использования в составе космических разгонных блоков, ступеней ракетоносителей и как маршевый двигатель космических аппаратов, включает в себя камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения, испаритель, насосы подачи компонентов - горючего и окислителя и турбину. Выход из насоса подачи одного из компонентов соединен посредством магистрали со входом в испаритель по линии хладагента, а выход из испарителя по этой же линии сообщен со входом в турбину, а выход насоса другого компонента сообщен с камерой сгорания. Также двигатель включает конденсатор, источник промежуточного охладителя с управляемым клапаном, насос циркуляции промежуточного охладителя с турбиной промежуточного охладителя. Вход испарителя по линии теплоносителя соединен с выходом из турбины промежуточного охладителя, выход из испарителя по линии теплоносителя сообщен с источником промежуточного охладителя с помощью управляемого клапана и со входом в насос циркуляции промежуточного охладителя. Выход насоса циркуляции промежуточного охладителя соединен со входом в тракт регенеративного охлаждения камеры сгорания, а выход из тракта соединен со входом в турбину промежуточного охладителя. При этом вход конденсатора по линии хладагента связан с выходом насоса одного из компонентов, а выход по этой же линии соединен с камерой сгорания. Вход и выход конденсатора по линии теплоносителя соответственно соединены с выходом турбины и входом в насос того же компонента. Изобретение позволяет повысить эффективность жидкостного ракетного двигателя и расширить возможности его применения. 1 ил.
|
Поиск патентов
Получить полное описание патента