Ракетные двигательные установки, т.е. установки, для работы которых используется горючее и окислитель, управление этими установками: ...с внутренней поверхностью горения звездообразной или подобной формы – F02K 9/18

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к заряду твердого ракетного топлива для сбрасываемого стартового двигателя, располагаемого внутри камеры сгорания маршевого ракетно-прямоточного двигателя. Заряд с щелевыми вырезами в задней части содержит органопластиковый корпус большого удлинения с внутренним теплозащитным покрытием. На канале заряда со стороны переднего торца выполнен кольцевой выступ длиной от 0,15 до 0,25 длины заряда. Канал заряда со стороны переднего торца плавно переходит в образующую кольцевого выступа, представляющую собой прямую. Максимальная толщина кольцевого выступа составляет от 0,02 до 0,05 величины свода. Изобретение позволяет повысить коэффициент заполнения камеры сгорания, а также обеспечить постоянство закона изменения поверхности горения по своду и требуемое по времени значение давления в камере сгорания на участке спада давления, исключающее потерю устойчивости корпуса заряда. 2 ил.

Ракетный двигатель твердого топлива содержит канальный заряд, прочно скрепленный с внутренними стенками корпуса посредством защитно-крепящего слоя, корпус с передним и сопловым днищами, сопло и узел воспламенения. Осевой канал заряда выполнен последовательно из конического участка круглого поперечного сечения, сужающегося в сторону сопла и конического участка звездообразного поперечного сечения. Минимальный диаметр конического участка канального заряда составляет 0,8 0,9 максимального диаметра осевого канала. Глубина выемок звездообразного участка канала линейно увеличивается к заднему торцу заряда и составляет на заднем торце 0,65 0,85 горящего свода заряда на переднем торце заряда. Угол раскрытия лучей звездообразного участка канала составляет 15 20°. Вершины выступов в канале между лучами образуют условную цилиндрическую поверхность, диаметр которой равен минимальному диаметру конического участка канала. Длина звездообразного участка канала составляет 0,20 0,25 длины заряда. Изобретение позволяет повысить объемное заполнение корпуса топливом, получить нейтральную диаграмму "давление-время", исключить дегрессивный остаток топлива, снизить тепловые и газодинамические потери, повысить полноту сгорания металлических частиц топлива, а также снизить разброс энергетических и внутрибаллистических характеристик. 4 ил.

Заряд твердого топлива ракетного двигателя авиационной ракеты содержит забронированную по боковой поверхности и переднему торцу шашку твердого ракетного топлива со звездообразным каналом. Звездообразный канал содержит равномерно чередующиеся выступы и впадины, высота и толщина которых определяется зависимостями, защищаемыми настоящим изобретением. У заднего торца заряда выполнена коническая обточка по наружному диаметру заряда на длине 0,05 0,07 длины шашки твердого ракетного топлива, под углом 18 20° к продольной оси заряда. Изобретение позволяет повысить удельный импульс тяги ракетного двигателя твердого топлива, а также снизить влияние факела двигателя ракеты, стартующей из-под фюзеляжа самолета, на работоспособность двигателя самолета. 4 ил.

Двухрежимная двигательная установка содержит переднюю крышку, заднее днище, последовательно расположенные заряды твердого топлива стартового и маршевого двигателя, а также центральную перегородку. Передняя крышка выполнена с воспламенителем стартового двигателя, а заднее днище - с расположенным на нем воспламенителем маршевого двигателя. Центральная перегородка изготовлена заодно с корпусом, делит его на два отсека и образует заднее днище стартового двигателя и переднее днище маршевого двигателя. Центральная перегородка состыкована с центральным газоходом стартового двигателя, а на заднем днище маршевого двигателя расположены периферийные газоходы. Заряд стартового двигателя выполнен канально-щелевым. Высота большей щели составляет 0,7÷0,8 полного горящего свода стартового заряда, а высота малой щели составляет 0,4÷0,5 полного горящего свода стартового заряда. Заряд маршевого двигателя выполнен в виде заряда торцевого горения и разделен от центральной перегородки манжетой с рукавом маршевого двигателя, прочно скрепленной с зарядом торцевого горения. Изобретение позволяет повысить надежность двигательной установки, а также обеспечить возможность сокращения времени достижения ракетой цели за счет одновременной работы стартового и маршевого двигателей либо увеличения дальности полета ракеты по времени за счет их последовательной работы. 2 ил.

Предложенная конструкция заряда твердого топлива включает твердотопливную шашку с центральным каналом и торцевыми бронировками. Заряд твердого ракетного топлива включает топливную шашку с центральным каналом и двухслойными торцевыми бронировками. Внутренний бронеслой, примыкающий к топливной шашке, выполнен из бронематериала, обеспечивающего высокую адгезию к топливу на основе термоэластопласта, пластифицированного инденкумароновой смолой. Внешний бронеслой выполнен из электрокартона, имеющего высокую демпфирующую способность. Внутренний бронеслой скреплен с топливом заряда клеем на основе бутилацетата. Внешний бронеслой прикреплен к внутреннему бронеслою клеящим составом на основе термоэластопласта и инденкумароновой смолы. Изобретение позволяет повысить суммарный импульс тяги заряда, а также уменьшить толщину внутреннего бронеслоя торцевой бронировки. 2 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании летательных аппаратов, содержащих двухимпульсный ракетный двигатель. Двухимпульсный ракетный двигатель твердого топлива содержит переднее днище, корпус, последовательно установленные в нем заряды второго и первого режима, воспламенители, разделительную перегородку и сопло. Заряд второго режима представляет собой канально-щелевой заряд, у которого щелевые вырезы выполнены попарно так, что расположенные напротив друг друга щелевые вырезы имеют разную длину. Длины длинного и короткого щелевых вырезов и их высота определяются соотношениями, защищаемыми настоящим изобретением. Изобретение позволяет обеспечить стабильные тяговые характеристики ракетного двигателя, а также повысить его надежность. 3 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к зарядам ракетного двигателя твердого топлива, и предназначено для использования в зарядах с высокими энергетическими характеристиками, в том числе для ракет систем залпового огня. Заряд ракетного твердого топлива содержит корпус, осевой канал с коническим участком в сопловой части заряда, консольный участок в донной части заряда, защитно-крепящий слой и торцевые манжеты. Между коническим участком и сопловым торцом заряда выполнен цилиндрический участок длиной 0,05 0,15 диаметра канала заряда на сопловом торце. Донный торец заряда выполнен в виде вогнутой сферической поверхности с радиусом, равным 1 2 наружного диаметра донного торца заряда. Изобретение позволяет повысить надежность функционирования заряда с высоким объемным заполнением. 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к зарядам ракетных двигателей твердого топлива. Заряд ракетного топлива содержит корпус, защитно-крепящий слой, торцевые манжеты, головной полузаряд со звездообразным каналом и хвостовой полузаряд, имеющий цилиндрический канал с осесимметричной выемкой. Звездообразный канал головного полузаряда выполнен с поперечным сечением, в котором минимальное расстояние от вершины луча до точки пересечения радиуса, проходящего через свод головного полузаряда с максимальной начальной толщиной, с защитно-крепящим слоем составляет 0,92 1,0 средней по длине хвостового полузаряда начальной толщины горящего свода. Длина осесимметричной выемки составляет 2,0 2,5 длины консольного участка хвостового полузаряда в области переднего торца. Изобретение позволяет повысить надежность заряда твердого топлива и снизить разброс энергетических характеристик двигателя. 2 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к ракетным двигателям твердого топлива и к зарядам твердого ракетного топлива различного назначения. Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус, переднее и сопловое днища, заряд твердого топлива со щелями, свод которого увеличивается по направлению к сопловому днищу двигателя. Заряд выполнен из трех последовательно расположенных участков: на первом и втором участках толщина горящего свода увеличивается, третий участок выполнен с постоянной толщиной горящего свода. Величины толщин горящего свода на каждом из участков определяются соотношениями, защищаемыми настоящим изобретением. На втором и третьем участках выполнены щели треугольного и прямоугольного профилей, объединенные в две симметрично расположенные группы с равномерным расположением щелей в каждой из групп. Соотношение углов между щелями прямоугольного и треугольного профилей составляет 0,2 0,5. Высота щелей прямоугольного профиля составляет 0,1 0,3 требуемой толщины горящего свода. Угол наклона вершин щелей треугольного профиля к оси двигателя составляет 30 60°. Изобретение позволяет увеличить объемное заполнение камеры двигателя топливом, обеспечить повышенный уровень тяги на начальном этапе работы двигателя, уменьшить дегрессивно-догорающие участки топлива, а также снизить градиент нарастания тяги при выходе двигателя на режим. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и предназначено для использования преимущественно в газогенераторах и ракетных двигателях, снаряженных зарядами твердого ракетного топлива. Заряд твердого ракетного топлива для газогенератора включает твердотопливную шашку, бронированную по боковой поверхности и переднему торцу, оснащенную глухим каналом, выполненным со стороны заднего горящего торца. Глухой канал выполнен смещенным относительно продольной оси заряда, параллельно ей, с величиной смещения относительно оси, равной 0,12 0,40 наружного диаметра твердотопливной шашки. Размеры глухого канала удовлетворяют соотношениям, защищаемым настоящим изобретением. Изобретение позволяет повысить эффективность и надежность работы заряда и уровень его выходных внутрибаллистических характеристик. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к ракетным двигателям твердого топлива. Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус, воспламенитель, сопловое днище с множеством сопел, расположенных по окружности, и прочно скрепленный с корпусом канальный заряд твердого топлива. Заряд имеет канал, переходящий в щелевую часть с множеством щелевых прорезей, каждая из которых обращена к сопловому днищу и выполнена с расширяющимся к торцу заряда участком. Длина расширяющегося участка составляет 1,5-1,7 от диаметра критического сечения сопла, а ширина этого участка на торце заряда составляет 0,9-1,1 от диаметра критического сечения сопла. Количество щелевых прорезей равняется количеству сопел, оси которых расположены в плоскостях симметрии щелевых прорезей, проходящих через ось ракетного двигателя. Изобретение позволяет повысить эффективность ракетного двигателя твердого топлива за счет повышения надежности и увеличения его максимального импульса для увеличения дальности полета ракеты. 2 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании и производстве зарядов ракетного твердого топлива, формуемых непосредственно в корпус двигателя. Заряд твердого ракетного топлива, скрепленный с корпусом ракетного двигателя, имеет центральный цилиндрический канал, переходящий в щелевой участок с увеличивающимися по высоте щелями. Максимальная высота щели составляет 0,5-0,65 толщины свода. Основание щели в продольном сечении образовано двумя коническими участками с углом наклона к оси камеры прилегающего к каналу участка 25-33° и соотношением длины прилегающего к каналу участка к сопряженному с ним 1:2,6. Профиль щели в поперечном сечении выполнен расширяющимся к каналу и сопряжен с каналом радиусом, равным 0,05-0,1 толщины свода. Профиль щели при вершине на участке с расширением щели выполнен сопряжением двух радиусов, радиуса, равного расстоянию от оси заряда до вершины щели, и радиуса, равного по величине половине наименьшей ширины щели. Изобретение позволяет обеспечить высокий коэффициент заполнения камеры сгорания топливом, равнопрочность конструкции заряда, а также постоянство закона изменения поверхности горения по своду. 3 ил.

Заряд, скрепленный с корпусом ракетного двигателя твердого топлива, содержит элемент, концентрически расположенный в канале заряда. Элемент изготовлен в виде консольно закрепленного цилиндра в донной части канала и дополнительно крепится к каналу заряда с помощью продольных перемычек из твердого топлива. Продольные перемычки имеют ширину больше или равную удвоенному своду горения элемента. В торце элемента концентрически выполнена выточка глубиной до половины его длины. В районе сопловой части канала заряда выполнены радиальные, равномерно расположенные по окружности канала конусообразные углубления. Конусообразные углубления имеют такой размер, что начальная площадь поверхности горения заряда не превышает средней площади поверхности горения заряда за полное время работы. Изобретение позволяет обеспечить постоянную кривую тяги, исключить возможность разрушения заряда в конце горения, а также снизить пассивную массу теплозащитного покрытия. 2 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к реактивным снарядам реактивных систем залпового огня. Заряд ракетного топлива содержит корпус, головной полузаряд со звездообразным каналом и хвостовой полузаряд с цилиндрическим каналом, торцевые манжеты и защитно-крепящий слой. Хвостовой полузаряд выполнен с начальной толщиной горящего свода в сечении, проходящем через зону контакта сопловой торцевой манжеты с защитно-крепящим слоем, составляющей 0,85...0,99 длины зоны контакта в осевом продольном сечении сопловой торцевой манжеты с хвостовым полузарядом. Головной полузаряд выполнен с максимальной начальной толщиной горящего свода в сечении, проходящем через зону контакта торцевой манжеты, обращенной к хвостовому полузаряду с защитно-крепящим слоем, составляющей 0,85...0,99 длины зоны контакта в осевом продольном сечении данной манжеты с головным полузарядом. Изобретение позволяет повысить надежность функционирования заряда с высоким объемным заполнением за счет снижения температурного режима корпуса ракетного двигателя. 1 ил.

Ракетный двигатель твердого топлива содержит сопловой блок, воспламенитель и прочно скрепленный с корпусом заряд твердого топлива с центральным каналом звездообразного сечения и нависающим незабронированным задним торцом. Канал заряда имеет со стороны заднего торца местное коническое расширение, основание которого совпадает с плоскостью, ограничивающей заряд. Длина конического участка составляет 1,5-2,2 от длины нависающей части заряда. Диаметр основания конического участка составляет 1,8-2,2 от диаметра канала. Между торцом заряда и сопловым днищем предусмотрен зазор, равный 0,1-0,2 от длины нависающей части заряда со стороны заднего торца. Изобретение позволяет повысить надежность ракетного двигателя твердого топлива путем снижения пика давления и тяги в условиях высокого объемного заполнения за счет выбора оптимального соотношения основных конструктивных параметров. 4 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к ракетным двигателям твердого топлива. Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус, переднее и сопловое днища, а также заряд твердого топлива, имеющий щели со стороны переднего днища двигателя. Заряд твердого топлива скреплен с корпусом защитно-крепящим слоем. Свод заряда увеличивается по направлению к сопловому днищу двигателя за счет перехода цилиндрического канала со стороны переднего днища в сужающийся в сторону соплового днища конус. Щели расположены симметричными парами с отношением углов между щелями одной пары и между смежными щелями соседних пар 0,1-0,4. Высота щелей а составляет 0,3-0,7 величины полного горящего свода заряда с. Длина щелей составляет 0,05-0,25 общей длины корпуса двигателя. Изобретение позволяет повысить объемное заполнение камеры сгорания, а также использовать топливный заряд для тепловой защиты сопловой части корпуса двигателя при обеспечении нейтральной диаграммы тяги двигателя. 3 ил.

Изобретение относится к области ракетостроения и может быть использовано при проектировании и отработке зарядов для ракетных двигателей на твердом топливе. Заряд ракетного двигателя на смесевом металлизированном твердом топливе содержит корпус, защитно-крепящий слой, щелевую часть канала заряда со стороны переднего торца, переходящую в цилиндрическую часть канала заряда. Щелевая часть канала имеет поверхность горения, равную 1,2-1,4 от поверхности горения цилиндрической части канала заряда. Изобретение позволяет обеспечить устойчивую работу ракетного двигателя твердого топлива без колебаний давления и тяги. 1 ил.

Ракетный двигатель твердого топлива содержит камеру сгорания с сопловым блоком, многошашечный пороховой заряд, воспламенитель и электровоспламенитель. На переднем днище камеры сгорания закреплена цилиндрическая стойка, на конце которой соосно камере установлена опора с центральным сквозным резьбовым отверстием, выполненная в виде многолучевой звезды. Впадины многолучевой звезды сопрягаются с цилиндрическими поверхностями шашек заряда. На другом конце опоры выполнено коническое углубление, из которого проведены цилиндрические газоотводящие каналы, выходящие во впадины многолучевой звезды. На внутренней поверхности соплового блока образована сферическая полость с симметрично расположенными выступами, внутренняя поверхность которых сопрягается с наружной поверхностью одной из шашек порохового заряда. Площадь одного проходного сечения между выступами при установленном пороховом заряде больше площади канала шашки заряда. Опора в виде многолучевой звезды выполнена преимущественно из неметаллического материала. Изобретение не позволяет нерасчетное увеличение давления в начале и конце работы двигателя, а также исключает вибрационное горение заряда, что позволяет сократить разбросы выходных характеристик в температурном диапазоне эксплуатации и повысить тем самым надежность двигателя. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Ракетный двигатель на твердом топливе содержит сопло, воспламенитель и прочно скрепленный с корпусом двигателя заряд твердого топлива с центральным каналом звездообразного сечения. Вершины каждой пары соседних щелей канала сопряжены дугой окружности, вогнутой внутрь центрального канала. Отношение суммарной длины дуг окружностей L_д к периметру канала П_к составляет 0,5<L _д/П_к<1,0. Изобретение позволит уменьшить скорость газового потока, воздействующего на горящую поверхность топлива. 4 ил.

Заряд твердого ракетного топлива включает центральную и периферийные канальные шашки всестороннего горения с фигурным профилем. Каналы периферийных шашек имеют треугольный профиль с галтелями в вершинах. Эволюты профилей каналов периферийных шашек совпадают с эволютами наружного профиля шашек. Центральная шашка выполнена с круговым контуром осевого канала. Толщина горящего свода периферийных шашек составляет 1,0...1,1 толщины горящего свода центральной шашки. На наружной поверхности центральной шашки выполнены продольные зиги треугольного профиля в количестве, равном числу периферийных шашек с длиной основания по хорде наружного профиля центральной шашки не более размера двойной толщины горящего свода центральной шашки. Изобретение обеспечит высокую плотность упаковки топливом камеры сгорания двигателя, а также пониженные тепловые нагрузки на камеру сгорания двигателя. 2 з.п. - ф-лы, 5 ил.

Заряд ракетного твердого топлива со звездообразным каналом содержит выполненный в передней части с радиусной образующей корпус и защитно-крепящий слой. Межщелевые выступы звездообразного участка канала частично пересекают выполненную у переднего торца заряда полость. У заднего торца канал заряда выполнен цилиндрическим. Межщелевые выступы выполнены с уменьшающейся по длине высотой и заканчиваются на расстоянии не менее двух диаметров цилиндрического участка канала от заднего торца заряда. Изобретение позволит повысить надежность функционирования оптической командной системы управления за счет уменьшения дымообразования при горении заряда, а также уменьшить массу остатков заряда и повысить объемное заполнение камеры сгорания. 2 ил.

Телескопический твердотопливный заряд для ракетного двигателя состоит из внешней и внутренней цилиндрических шашек с равной толщиной горящего свода. Внешняя и внутренняя шашки выполнены свободно вложенными, канальными, всестороннего горения. На наружной поверхности внешней и внутренней шашек и/или на поверхности канала внешней шашки выполнены продольные выступы. Высота выступов на наружной поверхности внешней шашки составляет 0,9... 1,0 толщины радиального зазора между внешней шашкой и камерой сгорания. Высота выступов на наружной поверхности внутренней шашки и на поверхности канала внешней шашки составляет 0,9... 1,0 толщины зазора между внутренней и внешней шашками. Изобретение позволит повысить плотность заполнения камеры сгорания ракетного двигателя топливом, тяговооруженность, воспламеняемость и надёжность функционирования ракетного двигателя. 4 з.п. ф-лы, 4 ил.