LIQUID-PROPELLANT ROCKET ENGINE WITH AFTERBURNING WITH CONTROLLED VECTOR OF THRUST

FIELD: rocket equipment.SUBSTANCE: invention relates to rocket engineering, in which creation of liquid-propellant rocket engines with minimum possible weight, longitudinal and radial dimensions is always actual, especially for liquid-propellant rocket engines of upper stages of carrier rockets, mor...

Ausführliche Beschreibung

Gespeichert in:
Bibliographische Detailangaben
Hauptverfasser: Soldatov Dmitrij Valerevich, Podgornyj Nikolaj Vasilevich, Gorokhov Viktor Dmitrievich
Format: Patent
Sprache:eng ; rus
Schlagworte:
Online-Zugang:Volltext bestellen
Tags: Tag hinzufügen
Keine Tags, Fügen Sie den ersten Tag hinzu!
Beschreibung
Zusammenfassung:FIELD: rocket equipment.SUBSTANCE: invention relates to rocket engineering, in which creation of liquid-propellant rocket engines with minimum possible weight, longitudinal and radial dimensions is always actual, especially for liquid-propellant rocket engines of upper stages of carrier rockets, more specifically, to liquid-propellant engine with afterburning with controlled thrust vector. Said task of invention is achieved by the fact that in it between support lower part of frame and fixed housing of flexible pipeline with displacement towards chamber nozzle along longitudinal axis of chamber and at distance from longitudinal axis and from fixed housing of flexible pipeline and at distance to longitudinal axis from support points of frame of mating face in parallel to mating face there is a closed frame, connected on one side by rods at points with second fixed housing of flexible pipeline, and on the other side - rods with support part of missile in vicinity of mating face.EFFECT: invention reduces lengthwise dimensions of liquid-propellant engine with afterburning of generator gas with controlled thrust vector and reduces its weight.1 cl, 11 dwg Изобретение относится к ракетной технике, в которой создание жидкостных ракетных двигателей с минимально возможными массой, продольными и радиальными габаритами является всегда актуальным, особенно для жидкостных ракетных двигателей верхних ступеней ракет-носителей, а более конкретно, к устройству жидкостного ракетного двигателя с дожиганием с управляемым вектором тяги. Указанная задача изобретения достигается тем, что в нем между опорной нижней частью рамы и неподвижным корпусом гибкого трубопровода со смещением в сторону сопла камеры вдоль продольной оси камеры и на удалении от продольной оси и от неподвижного корпуса гибкого трубопровода и на удалении в сторону продольной оси от опорных точек рамы привалочной плоскости параллельно привалочной плоскости установлен замкнутый шпангоут, соединенный с одной стороны стержнями в точках с вторым неподвижным корпусом гибкого трубопровода, а с другой стороны - стержнями с опорной частью ракеты в районе привалочной плоскости. Изобретение обеспечивает уменьшение продольных габаритов жидкостного ракетного двигателя с дожиганием генераторного газа с управляемым вектора тяги и снизить его массу. 1 з.п. ф-лы, 11 ил.