RU 2232915 С2, 20.07.2004. RU 2044150 C1, 20.09.1995. RU 2266424 С2, 27.09.2004. US 3469787 A, 30.09.1969. GB 2029511 A, 19.03.1980. FR 2434273 A1, 21.03.1980. DE 3427169 A, 30.01.1986.
Имя заявителя:
Варламов Сергей Евгеньевич (RU), Болотин Николай Борисович (RU)
Изобретатели:
Варламов Сергей Евгеньевич (RU) Болотин Николай Борисович (RU)
Патентообладатели:
Варламов Сергей Евгеньевич (RU) Болотин Николай Борисович (RU)
Реферат
Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям, работающим на криогенном окислителе и на углеводородном горючем. Жидкостный ракетный двигатель содержит две установленные на раме камеры сгорания с реактивным соплом, систему регенеративного охлаждения, один турбонасосный агрегат, выполненный в виде единого узла, содержащего основную турбину, насосы окислителя и горючего, газогенератор, установленный под основной турбиной, при этом на нижней силовой плите концентрично реактивным соплам установлены сопловые насадки, выполненные по профилю как продолжение сопла, нижняя силовая плита выполнена с возможностью перемещаться вдоль продольной оси двигателя по направляющему цилиндру, установленному перпендикулярно верхней силовой плите, соединенной с камерами сгорания, при помощи привода. Сопловые насадки выполняются из углерод-углеродного композиционного материала охлаждаемыми и содержащими рубашки охлаждения, установленные концентрично сопловым насадкам с образованием зазоров, полости которых гибкими трубопроводами подсоединены к насосу горючего и топливному коллектору горючего. Привод может содержать исполнительный механизм или не менее двух исполнительных механизмов. Исполнительные механизмы размещаются равномерно по окружности вокруг сопла. В качестве исполнительного механизма применен пневмоцилиндр или гидроцилиндр. Изобретение обеспечивает повышение надежности, увеличение мощности и упрощение пневмогидравлической схемы. 7 з.п. ф-лы, 6 ил.
Поиск патентов
Получить полное описание патента