|
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: 2149276 |  |
| Редакция МПК: | 7 | | Основные коды МПК: | F02K009/42 B64G001/40 | | Аналоги изобретения: | Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей (в 2-х кн.)./Под ред.В.М.КУДРЯВЦЕВА. - М.: Высшая школа, 1993, кн.2, с.116. БАБКИН А.И. Основы теории автоматического управления ракетными двигательными установками. - М.: Машиностроение, 1986, 456 с. Итоги науки и техники. Ракетостроение, т.3. - М.: ВИНИТИ, 1973, с.27-30, рис.11.8. US 3232048 A, 01.02.66. |
| Имя заявителя: | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева" | | Изобретатели: | Чикаев И.П.
Катков Р.Э.
Тупицын Н.Н. | | Патентообладатели: | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева" |
Реферат | |
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в разгонных блоках и двигательных установках ступеней ракет-носителей и космических аппаратов. Согласно изобретения двигатель содержит камеру сгорания с трактом регенеративного охлаждения. На выходе из турбины турбонасосного агрегата установлен теплообменник-регенератор. Его вход и выход по хладагенту соединены с выходом насоса подачи одного из компонентов топлива и входом в указанный тракт. По теплоносителю вход и выход теплообменника соединены с выходом из турбины и входом в камеру сгорания от магистрали подачи одного из компонентов. Изобретение направлено на повышение эффективности двигателя и улучшение его массогабаритных характеристик. 1 ил.
|
Поиск патентов
Получить полное описание патента