Установки, в которых рабочее тело используется только для создания реактивной струи, т.е. установки, не имеющие турбин или иных двигателей, приводящих компрессор или нагнетатель, управление ими: ..комбинированные ракетно-прямоточные двигатели – F02K 7/18

В гиперзвуковом двигателе, содержащем камеру сгорания, топливо после топливного насоса и перед подачей в камеру сгорания нагревается выше температуры самовоспламенения. Нагрев топлива происходит в теплообменнике, находящемся в стенках камеры сгорания или непосредственно в камере сгорания. Гиперзвуковой двигатель содержит два контура, две камеры сгорания, и одно общее реактивное сопло. Второй контур имеет профиль кольцевого прямоточного двигателя, в котором компрессор второго контура находится перед камерой сгорания. Диффузор первого контура является центральным телом кольцевого входного устройства для второго контура и может иметь возможность продольно перемещаться для настройки входного устройства. Изобретение направлено на обеспечение бесперебойной работы прямоточного двигателя и предупреждение срыва пламени. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к авиационной технике, к конструктивным элементам двигателей летательных аппаратов, в частности к защитным устройствам различных типов воздушно-реактивных двигателей. Воздухозаборное устройство включает заглушку воздушно-реактивного двигателя для защиты элементов регулирования и распределения маршевого топлива на стартовом режиме. Заглушка расположена на входе в воздухозаборное устройство, имеет обтекаемую аэродинамическую форму, выполнена сбрасываемой и содержит пиротолкатель для ее сброса. Пиротолкатель состоит из корпуса, газогенератора с дроссельной шайбой, сбрасываемого с заглушкой поршня, разрушаемого элемента фиксации сбрасываемого с заглушкой поршня в корпусе и толкающего поршня. Толкающий поршень выполнен с возможностью перекрытия своим торцом канала расположения сбрасываемого с заглушкой поршня. Изобретение позволяет упростить конструкцию заглушки и механизма ее удаления, а также повысить надежность последнего. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Сверхзвуковой реактивный двигатель содержит прямоточный воздушно-реактивный двигатель, имеющий камеру сгорания топливовоздушной смеси, и множество ракетных двигателей, расположенных в воздушном потоке выше по потоку камеры сгорания. Питаемый смесью топливных компонентов ракетный двигатель содержит трубчатый корпус, снабженный внутри коаксиальной стенкой. Коаксиальная стенка образует экран, определяющий кольцевую зону впрыска топлива, проходящую на большей части длины корпуса, и форсунку окислителя, выходящую по оси внутрь экрана вблизи его переднего конца. Экран содержит перфорированную цилиндрическую стенку или пористую стенку. Изобретение направлено на охлаждение камеры сгорания. 7 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к машиностроению, а именно к комбинированным ракетно-прямоточным двигателям. Выгораемое сопло комбинированного ракетно-прямоточного двигателя размещено во внутренней полости сопла маршевого режима и выполнено из двух элементов, соединенных друг с другом с возможностью формирования тракта сопла разгонного режима от дозвуковой до трансзвуковой и от трансзвуковой до сверхзвуковой областей. С внешней стороны элементов сопла выполнены продольные каналы, заглушенные со стороны камеры дожигания и образующие систему пилонов, которые с внешней стороны прикреплены к внутренней поверхности маршевого сопла двигателя. Элементы сопла выполнены из материала, обладающего высокой термоэрозионной стойкостью к продуктам сгорания с восстановительным химическим потенциалом и низкой термоэрозионной стойкостью к продуктам сгорания с окислительным химическим потенциалом. Изобретение позволяет повысить надежность работы выгораемого сопла на разгонном режиме работы двигателя и повысить скорость перехода к геометрическим характеристикам маршевого сопла на прямоточном режиме. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Твердотопливная ракета содержит стартовый двигатель I ступени с пороховым аккумулятором давления разделения ступеней, прямоточный ракетный двигатель II ступени с соплом и воздуховодом, в камере дожигания которого размещен последовательно стартовый двигатель, установленный по скользящей посадке, и твердотопливный газогенератор. Твердотопливная ракета снабжена двигателем III ступени, своим сопловым днищем утопленным в камеру дожигания прямоточного двигателя и связанным с ней соединительным отсеком. Вокруг переднего днища стартового двигателя и соплового днища двигателя III ступени установлены силовые конструкции, жестко закрепленные на фланцах соединительного отсека и переднего днища стартового двигателя. Между фланцами установлена переходная цилиндрическая силовая проставка, жестко связанная с силовой конструкцией, установленной на стартовом двигателе, и упирающаяся свободным концом в силовую конструкцию двигателя III ступени. На внутренней поверхности камеры дожигания по скользящей посадке установлено сопло камеры дожигания, снабженное фиксатором конечного положения на торцевом срезе камеры дожигания, и закреплено разрывной связью на переднем днище или соответствующей силовой конструкции стартового двигателя. Корпус газогенератора выполнен в виде полого цилиндра, охватывающего цилиндрическую проставку и установленного с кольцевым зазором между внутренней поверхностью камеры дожигания. Воздуховоды выполнены по периметру камеры дожигания между сопловым днищем двигателя III ступени и газогенератором. Между фланцами соплового днища двигателя III ступени и фланцем соединительного отсека выполнена разрывная связь. Достигается увеличение дальности полета ракеты. 2 з.п. ф-лы, 5 ил.

Регулятор расхода твердого топлива размещен между газогенератором и камерой дожигания ракетно-прямоточного двигателя и содержит управляющее устройство с приводом, регулируемую сопловую втулку и сопловую втулку постоянного проходного сечения, сообщающую газогенератор с камерой дожигания. Регулируемая сопловая втулка установлена в стенке газогенератора с возможностью подачи продуктов газогенерации в камеру дожигания и снабжена узлом регулирования проходного сечения, связанного с приводом управляющего устройства. Входная плоскость регулируемой сопловой втулки вынесена внутрь газогенератора. Входная плоскость сопловой втулки постоянного проходного сечения совпадает с плоскостью стенки газогенератора. Узел регулирования проходного сечения выполнен в виде поворотной профилированной заслонки переменного сечения. Утолщенная часть профилированной заслонки выполнена с возможностью регулирования проходного сечения, а утонченная часть выполнена с возможностью защиты регулируемого проходного сечения от прямого натекания продуктов газогенерации. Изобретение позволяет повысить надежность регулятора твердого топлива. 4 з.п. ф-лы, 4 ил.

Двигательная установка ракеты включает жидкий окислитель и твердое горючее в отдельных отсеках, основное сопло, камеру дожигания, инжекторы жидкого окислителя и воздухозаборник, подающий воздух в камеру дожигания. Основное сопло расположено ниже по потоку от отсека с твердым горючим и получает богатый горючим выхлопной газ от сгорания жидкого окислителя и твердого топлива. Камера дожигания расположена ниже по потоку от основного сопла и имеет внутреннюю часть, покрытую богатым окислителем ракетным топливом. Инжектор жидкого окислителя, расположенный выше по потоку, содержит первый клапан, подающий жидкий окислитель в расположенный выше по потоку конец твердого горючего. Инжектор жидкого окислителя, расположенный ниже по потоку, содержит второй клапан, действующий независимо от первого клапана и подающий жидкий окислитель перед основным соплом. При работе указанной выше двигательной установки вводят во взаимодействие богатые горючим продукты горения жидкого окислителя и твердого горючего с богатым окислителем твердым ракетным топливом для разгона в камере дожигания, создания тяги и обеспечения поступательного движения в качестве гибридного ракетного двигателя. Изобретения позволяют повысить безопасность двигательной установки ракеты. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 15 ил.

Прямоточный воздушно-реактивный двигатель на металлическом порошкообразном горючем содержит систему запуска двигателя, систему подачи горючего, включающую топливный бак с металлическим порошкообразным горючим и перфорированным поршнем, камеру сгорания. В корпусе двигателя установлен газогенератор, обеспечивающий запуск системы подачи порошкообразного металлического горючего. Камера сгорания состоит из форкамеры длиной не менее 300 мм, с размещенным на входе камеры дозатором, осуществляющим подачу горючего с заданным расходом, воспламенителем и камеры окончательного дожигания топлива. Форкамера и камера окончательного дожигания имеет каналы для подачи воздуха. В форкамере воздушный поток обеспечивает полноту газификации взвеси с коэффициентом избытка воздуха =0,15 0,3. Изобретение позволяет повысить объемную энергоотдачу двигательной установки за счет полного сжигания топлива в воздушном потоке низкого давления. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике. Сверхзвуковая ракета содержит корпус, в котором размещена аппаратура системы наведения, аппаратура системы управления, боевая часть, стартовая двигательная установка и маршевая двигательная установка. Воздухозаборные устройства и аэродинамические поверхности расположены вне корпуса. Маршевая двигательная установка выполнена в виде прямоточного воздушно-реактивного двигателя, который содержит камеру предварительного горения и камеру окончательного сжигания, соединенные с воздухозаборными устройствами, и систему подачи порошкообразного металлического горючего, которая использует поршень. Изобретение направлено на увеличение дальности полета в большем диапазоне высот. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области воздушных и ракетных реактивных двигателей. Камера сгорания и сопло имеют двойные стенки, в полость между которыми подается метан, где он претерпевает термическое разложение с выделением тепла, углерода и водорода. Последний подается в камеру сгорания, где сгорает с максимальным выделением тепла на единицу кислорода или окислителя. Рассмотрены варианты выполнения двигателя. Изобретение обеспечивает повышение мощности и КПД двигателя. 5 н. и 16 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к конструкции ракетно-прямоточных двигателей длительного времени работы, в частности, для сверхзвуковых крылатых ракет. Газогенератор ракетно-прямоточного двигателя содержит корпус с передней и задней крышками, сопло, заряд торцевого горения из высокометаллизированного топлива и газовод, закрепленный на передней и задней крышке газогенератора. Заряд твердого топлива имеет бронирующее покрытие со всех сторон, кроме торца, обращенного к передней крышке, и прочно скреплен посредством защитно-крепящего слоя с проходящим через канал заряда газоводом. Площадь проходного сечения газовода составляет от 5 до 20% от площади поверхности горения заряда. В верхней части газовода на дуге не более 180° и под углом не менее 30° к оси газовода в направлении сопла газогенератора выполнены перфорации, диаметр которых составляет не более 20% от толщины стенок газовода. Суммарная площадь перфораций не превышает 30% внутренней поверхности газовода. Изобретение позволяет повысить энергетические характеристики двигателя за счет обеспечения выноса частиц металла высокометаллизированного топлива из камеры сгорания газогенератора в течение длительного времени. 4 ил.

Изобретение относится к машиностроению, а именно к интегральным ракетно-прямоточным двигателям. Интегральный ракетно-прямоточный двигатель содержит газогенератор с твердотопливным зарядом, камеру сгорания, снабженную, по меньшей мере, одним патрубком, несбрасываемую крышку, размещенную на патрубке и имеющую корпус с решеткой, состоящей из продольных и поперечных ребер, и пластину слоистой структуры. Решетка выполнена равнопрочной со стенкой камеры сгорания и выступает в камеру сгорания на толщину ее теплозащитного покрытия. Пластина состоит из металлической фольги и защитнокрепящего слоя. На внутренней поверхности камеры сгорания нанесено теплозащитное покрытие, выполненное с защитнокрепящим слоем путем нанесения последнего на его поверхность. Изобретение позволяет повысить надежность работы интегрального ракетно-прямоточного двигателя в момент перехода от стартового к маршевому режиму, улучшить условия подачи воздушного потока в камеру сгорания и повысить коэффициент восстановления полного давления камеры сгорания при работе двигателя. 2 з.п. ф-лы, 9 ил.

Способ отсечки и регулирования тяги прямоточных воздушно-реактивных двигателей на твердом топливе заключается в том, что в зону циркуляционного течения со стабилизированным пламенем, образующуюся за стабилизатором пламени, осуществляют подачу инертного газа. Инертный газ подают в виде кольцевой струи между поступающим через отверстие стабилизатора пламени воздушным потоком и стабилизированным пламенем или в виде совокупности струй между поступающим через отверстие стабилизатора пламени воздушным потоком и стабилизированным пламенем. Устройство для отсечки и регулирования тяги прямоточных воздушно-реактивных двигателей на твердом топливе содержит стабилизатор пламени, кольцевой коллектор с кольцевым каналом и трубопроводом для подачи инертного газа, воспламенительное устройство. Стабилизатор пламени выполнен полым и в его полости размещен коллектор. Устройство содержит, по меньшей мере, два воспламенительных устройства. Стенки кольцевого канала примыкают к нижней стенке полости стабилизатора пламени, а воспламенительные устройства размещены в полости стабилизатора пламени. Нижняя стенка стабилизатора пламени образует стенку кольцевого канала. При втором варианте выход кольцевого канала снабжен кольцевым элементом, имеющим отверстия, образующие совокупность струй. Изобретение позволяет осуществлять отсечку и регулирование тяги с существенно меньшими расходами инертного газа. 4 н. и 2 з.п. ф-лы, 7 ил.

Прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит воздухозаборник, газогенератор с топливом, камеру сгорания с блоком горючего и выходное сопло. В камере сгорания установлены подсоединенные к блоку управления топливонесущие секции с соплами для истечения топливных струй из внутренних полостей секций во внутреннее пространство камеры сгорания. В каждой топливонесущей секции сопла распределены по периметру камеры сгорания, а их оси направлены под углом 90°> >0° к оси камеры сгорания. В разных топливонесущих секциях размещены заряды топлив, различные по химическому составу и агрегатному состоянию. Одна или несколько топливонесущих секций установлены в сужающейся (дозвуковой) части выходного сопла двигателя. Изобретение улучшает смешение компонентов топлива, обеспечивающее в свою очередь повышение полноты сгорания топлива, а также улучшает стабилизацию процесса горения в камере сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя. 2 з.п. ф-лы, 5 ил.

Система перекрывания отверстия воздухозаборника, предназначенного для перекрывания впуска воздуха в камеру сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя, содержит, по меньшей мере, один обтюратор, содержащий стеклянную пластину, выполненную с возможностью полного перекрывания указанного отверстия канала, и, по меньшей мере, одно устройство уничтожения стеклянной пластины обтюратора. Обтюратор содержит множество защитных элементов, выполненных из эластомера, закрепленных, по меньшей мере, на первой стороне стеклянной пластины, которая может подвергаться ударным воздействиям, отделенных друг от друга заранее определенным максимальным расстоянием и полностью перекрывающих первую сторону. Изобретение позволяет предотвратить преждевременное разрушение обтюратора системы перекрывания прямоточного воздушно-реактивного двигателя до того, как будут достигнуты условия для работы в режиме прямоточного воздушно-реактивного двигателя. 4 н. и 8 з.п. ф-лы, 3 ил.