|
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: 2095608 |  |
| Редакция МПК: | 6 | | Основные коды МПК: | F02K009/48 | | Аналоги изобретения: | Космонавтика: Энциклопедия/ Под ред. В.П. Глушко. - М.: Сов.энциклопедия, 1985, с. 217. |
| Имя заявителя: | Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им.С.П.Королева | | Изобретатели: | Копылов В.В.
Сыровец М.Н. | | Патентообладатели: | Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им.С.П.Королева |
Реферат | |
Использование: в ракетно-космической технике. Изобретение позволяет повысить надежность и экономичность работы ЖРД. Сущность изобретения: ЖРД содержит камеру сгорания с соплом, турбонасос (ТН) криогенного окислителя и ТН углеводородного горючего с расходными магистралями (РМ) окислителя и горючего, соединенные с приводной турбиной, и генератор газа для турбины, выполненный в виде теплообменника-испарителя криогенного окислителя, установленного на РМ окислителя после ТН окислителя. Выход турбины через теплообменник, установленный на РМ окислителя после ТН окислителя, соединен с РМ окислителя на входе в ТН. Поступающий в теплообменник испаритель криогенный окислитель газифицируется и подогревается за счет теплообмена с высококипящим углеводородным горючим и подается на вход турбины, обеспечивающей привод ТН окислителя и ТН горючего. Отработавший на турбине окислитель проходит теплообменник, где охлаждается основным потоком окислителя, идущим в камеру сгорания, и вводится в РМ окислителя на входе в ТН окислителя. 1 ил.
|
Поиск патентов
Получить полное описание патента