Ракетные двигательные установки, т.е. установки, для работы которых используется горючее и окислитель, управление этими установками: ..заряжание ракетных двигателей твердым топливом, методы и устройства, специально предназначенные для работы с твердотопливными зарядами – F02K 9/24

При изготовлении зарядов смесевого твердого топлива формообразующий сердечник разделяют по длине на ступицы и иглу. Через переднее дно сквозь весь корпус вводят штангу, к которой крепят первую ступицу и нижнюю часть формообразующих элементов. Вводят штангу со ступицей и формообразующими элементами в корпус, монтируют на ней внутри корпуса оставшиеся части формообразующих элементов. Затем штангу выводят из корпуса через переднее дно, а ступицу с формообразующими элементами закрепляют на горловине. Штангу снова вводят в корпус, монтируют на ней очередную ступицу с формообразующими элементами, выводят штангу из корпуса, а ступицы скрепляют между собой. Операцию повторяют в соответствии с заданным количеством ступиц. После монтажа последней ступицы корпус накатывают задним дном на консольно закрепленную иглу, телескопически стыкуют последнюю ступицу с иглой подвижным образом и закрепляют иглу на заднем дне. Формуют и отверждают заряд твердого топлива. Отделяют формообразующие элементы от ступиц, скрепляют ступицы с иглой и извлекают их из заряда. Формообразующие элементы оставляют в теле заряда. В канал заряда через переднее дно вставляют стакан с продольными пазами, через которые, поворачивая заряд под каждый формообразующий элемент в горизонтальное положение последнего, расстыковывают их по высоте и выпрессовывают из тела заряда с последующим извлечением стакана из канала заряда. Другое изобретение группы относится к формообразующей оснастке, включающей центральный сердечник, размещенные на нем съемные формообразующие элементы и цилиндрический стакан. Сердечник выполнен разборным по длине и состоит из одной или нескольких скрепляемых между собой ступиц и иглы, телескопически сочлененных через размещенный в игле подвижный уплотненный по боковой поверхности стакан. Формообразующие элементы закреплены на ступицах разборным способом и выполнены составными по высоте. Ступицы и игла имеют узлы жесткого скрепления по длине. Цилиндрический стакан выполнен с возможностью установки в канал заряда напротив формообразующих элементов и имеет продольные пазы, размерами и расположением соответствующие формообразующим элементам. Группа изобретений позволяет упростить изготовление заряда смесевого твердого топлива, имеющего полости, размер которых превышает диаметр горловины корпуса. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Предлагаемый способ относится к ракетной технике и предназначен для подготовки внутренней поверхности корпуса твердотопливного ракетного двигателя перед заливкой в корпус смесевого топлива. При подготовке внутренней поверхности корпуса перед заливкой смесевого топлива наносят на внутреннюю поверхность корпуса двигателя теплозащитное покрытие, выполненное с защитно-крепящим слоем, состоящим из герметизирующего слоя резины и слоя объемной эластичной ткани с развитой поверхностью. Непосредственно перед заливкой в корпус смесевого топлива удаляют объемную ткань с развитой поверхностью защитно-крепящего слоя. Изобретение позволяет упростить подготовку корпуса двигателя перед заливкой в него смесевого топлива без снижения прочности скрепления топлива с корпусом, а также уменьшить пассивную массу двигателя.

При изготовлении заряда смесевого твердого ракетного топлива производят нагнетание смесевого ракетного твердого топлива в пресс-форму через массопровод. В качестве пресс-формы используют корпус ракетного двигателя, внутренняя полость которого сообщена с атмосферой через стравливающие отверстия. Стравливающие отверстия выполняют в переднем днище корпуса на стыке раскрепляющей манжеты и цилиндрического рукава, бронирующего канал заряда. Со стороны стравливающих отверстий выполняют отбортовку, направленную внутрь корпуса, высота которой закрывает стравливающие отверстия, а на другом конце рукава выполняют Т-образную отбортовку для соединения массопровода с пресс-формой. Изобретение позволяет обеспечить бездефектное изготовление заряда смесевого твердого ракетного топлива, исключая капсуляцию воздуха в топливе в закрытой со всех сторон внутренней полости корпуса ракетного двигателя. 4 ил.

При бронировании заряда баллиститного твердого ракетного топлива торцевыми двухслойными бронировками изготовливают внутренний и внешний бронеслои торцевых бронировок и скрепляют их между собой и с торцами шашки заряда. Бронеслой, примыкающий к торцевой поверхности шашки, выполняют из бронематериала на основе термоэластопласта толщиной 1,0 1,5 мм, пластифицированного инденкумароновой смолой, а внешний бронеслой - из электрокартона. Внутренний и внешний бронеслои торцевой бронировки вырубают из полотна материала, скрепляют их между собой клеящей композицией и собирают в кассету. Торцевые заготовки двухслойных бронировок прокладывают полиэтиленовыми прокладками, размещают в стяжках и выдерживают под давлением 4 6 кгс/см² не менее 1 час, а затем сушат не менее 24 час при температуре 15 35°С. Обтачивают собранные в кассету торцевые заготовки двухслойной бронировки в размер наружного диаметра твердотопливной шашки. Полученные торцевые бронировки скрепляют со стороны термоэластопласта с торцевой поверхностью твердотопливной шашки клеящей композицией с поджатием к торцу шашки в стяжках при давлении 4 6 кгс/см² и температуре 15 35°С в течение не менее 4 часов, а затем сушат не менее 18 час при температуре 15 35°С. Изобретение позволяет повысить эффективность и работоспособность зарядов твердого ракетного топлива. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Способ дожигания продуктов неполного сгорания при утилизации ракетных двигателей твердого топлива путем сжигания на стенде включает закрепление ракетного двигателя твердого топлива сопловой частью внутрь нижнего конца смесительной камеры большого удлинения, воспламенение двигателя и подачу твердого зернистого окислительного материала в смесительную камеру. Подачу твердого окислительного материала осуществляют во время горения твердого ракетного топлива равномерно по периметру смесительной камеры в зоне расположения сопловой части ракетного двигателя твердого топлива. Турбулизацией и взаимодействиями двух фаз в восходящем псевдоожиженном потоке интенсифицируют смешение, нагрев зерен текучего твердого окислительного материала до рабочей температуры химических реакций с продуктами неполного сгорания и химические реакции дожигания в смесительной камере большого удлинения. Отделяют на выходе из смесительной камеры дезактивированные зерна окислительного материала с отводом их без контакта с воздухом в утилизатор тепловой энергии с регенератором. Изобретение позволяет упростить установку утилизации ракетных двигателей твердого топлива. 5 з.п. ф-лы, 1 ил., 3 табл.

Изобретение относится к области изготовления твердотопливных зарядов торцевого и канального горения, получаемых методом заливки топливной массы в корпус. Устройство для формования канального заряда из смесевого ракетного твердого топлива содержит корпус с манжетой, крышку с выступом, входящим в канавку манжеты. Крышка выполнена составной из верхней и нижней частей с концентрическим разъемом и возможностью их взаимного осевого перемещения. На наружной крышке выполнен ступенчатый поясок, а манжета дополнительно снабжена эластичной прокладкой, прилегающей к пояску. Наружная и внутренняя крышки жестко и раздельно закреплены на корпусе. Изобретение позволяет повысить качество зарядов твердого топлива за счет исключения отслоения топлива от корпуса. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Устройство для защиты секций камеры локализации и охлаждения продуктов сгорания при ликвидации заряда ракетного двигателя на твердом топливе содержит распределительный водовод и распыливающие насадки. Распыливающие насадки выполнены дисковыми с возможностью формирования крупнодисперсного, распыленного потока воды в виде кругового экрана с обеспечением кольцевого орошения внутренних стенок секций камеры и частичного охлаждения продуктов сгорания. Дисковые экранообразующие распыливающие насадки установлены на распределительный водовод внутри секций камеры локализации и охлаждения продуктов сгорания в количестве от 8 до 32 штук для одной секции камеры локализации и охлаждения продуктов сгорания. Каждая дисковая экранообразующая распыливающая насадка содержит входной патрубок диаметром от 20 до 40 мм, наружные распределительные водоводы в количестве от 3 до 4 штук, кольцевой отражатель диаметром от 40 до 70 мм, включающий щелевидное отверстие шириной от 5 до 20 мм с углом раскрытия 45°, и защитный отражатель. Изобретение позволяет повысить эффективность охлаждения внутренних стенок секции камеры локализации и охлаждения продуктов сгорания, исключая их эрозию и прожиг. 6 ил.

Устройство подачи воды в секции камеры локализации и охлаждения продуктов сгорания при ликвидации заряда ракетного двигателя на твердом топливе содержит распределительный водовод и распыливающие насадки. Распыливающие насадки выполнены дуговыми с возможностью формирования распыленного потока воды в виде крупнодисперсного, конусообразного экрана. Дуговые экранообразующие распыливающие насадки установлены на распределительный водовод внутри секций камеры локализации и охлаждения продуктов сгорания в количестве от 4 до 16 штук для одной секции камеры локализации и охлаждения продуктов сгорания. Каждая дуговая экранообразующая распыливающая насадка содержит входные патрубки диаметром от 20 до 40 мм в количестве от 3 до 6 штук, дугообразный отражатель диаметром от 40 до 70 мм, включающий щелевидное отверстие шириной от 5 до 20 мм с углом раскрытия 45°, и внутренний распределительный цилиндр диаметром от 20 до 40 мм с отверстиями для выхода воды в камеру смешения и отражения в количестве от 8 до 20 штук. Изобретение позволяет повысить эффективность охлаждения продуктов сгорания распыленным крупнодисперсным потоком воды. 5 ил.

Способ снижения воздействия параметров ударной волны и смешанного парогазового потока в камере локализации, охлаждения и нейтрализации и газоприемнике, включающем газоход, при ликвидации заряда ракетного двигателя на твердом топливе включает контроль и управление тепловыми режимами истечения продуктов сгорания. При этом используют газоприемник, включающий два отсека, соединенные между собой проемом и образующие лабиринт. При прохождении ударной волны и смешанного парогазового потока через газоприемник осуществляют дополнительное охлаждение смешанного парогазового потока хладагентом: водой или нейтрализующим раствором через распределительный кольцевой коллектор с распыливающими форсунками до температуры не более 60°С. Другое изобретение группы относится к газоприемнику, включающему газоход и систему водоподготовки и два отсека, соединенные между собой проемом. Проем, соединяющий два отсека, составляет 1/4 часть длины окружности отсека. Для улучшения условий вхождения смешанного парогазового потока продуктов сгорания во второй отсек газоприемника он развернут на 110÷120° относительно оси газохода. Суммарный внутренний объем полузамкнутого пространства двух отсеков газоприемника превышает объем образованных продуктов сгорания ликвидируемого заряда ракетного двигателя на твердом топливе в 3÷5 раз. Изобретения позволяют снизить воздействие ударной волны, образовавшейся в результате истечения парогазового потока в замкнутом пространстве, а также повысить эффективность растворения газообразного хлористого водорода. 2 н.п. и 1 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к ракетной технике. Предложен способ изготовления сферической накладки резинотканевого чехла для защиты набора секторов, формующих кольцевую проточку в канале заряда из смесевого ракетного твердого топлива. Из невулканизованной каландрованной резины с подложкой ткани изготавливают заготовку сферической накладки путем прессования между плоскими плитами пресса под давлением 40 120 кгс/см² при температуре 15 30°С в течение 5 25 мин, затем полученную заготовку формуют и вулканизируют на оправке. Изобретение направлено на повышение прочности соединения резины с тканью при изготовлении сферической накладки. 1 з.п. ф-лы, 2 табл.

Изобретение относится к области ракетной техники. Предложен карусельно-центробежный способ бронирования заряда из баллиститного топлива со скреплением его по одному из торцов с корпусом ракетного двигателя. Корпус ракетного двигателя с размещенным в нем с зазором зарядом устанавливают радиально на вращающейся платформе карусели с использованием фиксирующей тарели с 3-12 равномерно расположенными отверстиями диаметром, не превышающим величину зазора между зарядом и корпусом. Зазор между зарядом и корпусом заполняют заливочным акрилатным бронесоставом под действием центробежной силы, направленной вдоль зазора, через отверстия в фиксирующей тарели при скорости вращения платформы 80-150 об/мин. Затем проводят полимеризацию бронесостава. Изобретение позволяет повысить качество бронирования зарядов из баллиститного топлива. 1 з.п. ф-лы, 3 табл., 1 ил.

Изобретение относится к области изготовления изделия смесевого твердого топлива. Способ включает отверждение изделия смесевого ракетного твердого топлива в корпусе с использованием теплоносителя, определение среднеобъемной температуры изделия в конце отверждения по измерениям средней величины температуры теплоносителя при отверждении и измерение давления в корпусе в конце отверждения. После отверждения изделие охлаждают с использованием теплоносителя, причем в течение 6-24 часов после начала охлаждения температуру теплоносителя выдерживают на 15-30°С ниже температуры отверждения. В течение 3-10 часов до истечения времени выдерживания температуры теплоносителя измеряют среднеобъемную температуру теплоносителя и определяют по ней среднеобъемную температуру изделия в конце выдерживания температуры теплоносителя. В момент истечения времени выдерживания температуры теплоносителя измеряют давление в корпусе. По полученным данным определяют коэффициент изменения давления в замкнутом объеме корпуса при изменении температуры изделия на 1°С, а затем вычисляют равновесную температуру изделия. Изобретение позволяет повысить точность определения равновесной температуры изделия смесевого ракетного твердого топлива. 2 ил., 1 табл.

Изобретение относится к области разработки ракетных двигателей с зарядами из твердого ракетного топлива, работающих в широком диапазоне температур, в частности к области скрепления твердого ракетного топлива с корпусом ракетного двигателя. Способ подготовки внутренней поверхности корпуса ракетного двигателя для скрепления с ним твердого ракетного топлива относится к корпусам ракетных двигателей, где на внутренней поверхности корпуса имеется эластичное теплозащитное покрытие или защитно-крепящий слой. Способ заключается в том, что внутреннюю поверхность корпуса обрабатывают сенсибилизатором, например раствором дитретбутилантрахинона в полярном растворителе. Затем внутреннюю поверхность корпуса подвергают ультрафиолетовому облучению светом ртутно-кварцевой лампы. Изобретение позволяет обеспечить высокую и надежную адгезионную прочность топлива к корпусу ракетного двигателя, а также повысить технологичность и безопасность процесса подготовки корпуса ракетного двигателя любой сложной конфигурации. 1 табл., 4 ил.

Способ контроля и управления тепловыми режимами истечения продуктов сгорания в камере локализации и охлаждения продуктов сгорания при ликвидации заряда ракетных двигателей на твердом топливе включает локализацию и охлаждение продуктов сгорания ракетного двигателя водой. При истечении продуктов сгорания измеряют температуру в каждой секции камеры локализации и охлаждения продуктов сгорания и подают дополнительное количество воды и нейтрализующего раствора в случае превышения верхнего эксплуатационного предела прочности материала секции по температуре. При ликвидации заряда поддерживают минимальные давления в газгольдере (ресивере) - 0,8 МПа, перед задвижками линии водоснабжения - 0,6 МПа, в независимых водоводах перед каждой запорно-пусковой аппаратурой секции - 0,4 МПа, перед распыливающими насадками - не менее 0,2 МПа, а объемный расход воды в каждой секции обеспечивают - 0,5...1 м ³/с. Камера локализации и охлаждения продуктов сгорания для осуществления указанного способа содержит приемную камеру, состоящую из раздельных секций, включающих приемную секцию, переходную секцию и камеру смешения и нейтрализации. Указанные секции выполнены с независимыми водоводами от 1...4 штук и распыливающими насадками от 16...1000 штук. Длина приемной секции составляет 1:1 длины ракетного двигателя на твердом топливе, а длина камеры смешения и нейтрализации - 4:1 длины ракетного двигателя на твердом топливе. Изобретение позволяет снизить скорость движения продуктов сгорания и их температуру до температур осуществления эффективной нейтрализации образовавшихся вредных веществ, а также исключить прожиг корпуса секций камеры локализации и охлаждения. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к ракетной технике. Предложен способ изготовления чехла с центральным отверстием для защиты конуса, собранного из набора секторов, для формирования внутренней кольцевой проточки в канале заряда смесевого ракетного твердого топлива (СРТТ). Чехол изготавливают из внутреннего и внешнего получехлов, конусного кольца и торцевой сферической накладки. Торцевую сферическую накладку получают путем укладки хлопчатобумажной ткани и невулканизованной каландрованной резины, опрессовки замоткой синтетической или хлопчатобумажной лентой и вулканизации. Заготовки внутреннего и внешнего получехлов и конусного кольца получают путем укладки листовой хлопчатобумажной ткани и невулканизованной каландрованной резины между стальными листами, формования и вулканизации на прессе. Из полученных заготовок вырезают внутренний и внешний получехлы и конусное кольцо и склеивают их, кроме поверхности монтажных стыков. Собирают внутренний и внешний получехлы, торцевую сферическую накладку и конусное кольцо на конусе в корпусе ракетного двигателя и склеивают монтажные стыки. Изобретение направлено на исключение возможности воспламенения и взрыва СРТТ от трения при извлечении секторов после отверждения топлива. 6 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и используется при сжигании заряда твердого ракетного топлива. Способ сжигания заряда твердого ракетного топлива заключается в вертикальной установке ракетного двигателя на твердом топливе, креплении его к опорной плите и сжигании заряда. Ракетный двигатель устанавливают непосредственно в стволе пусковой шахты, где и производят сжигание заряда. Ракетный двигатель устанавливают соплом вверх и закрывают сопло герметичной заглушкой. Затем подключают ракетный двигатель к стационарному пульту управления пуском и системе регистрации параметров работы двигателя, заполняют ствол пусковой шахты до верхнего уровня инертной жидкостью и инициируют воспламенение заряда. Изобретение позволяет снизить затраты на подготовку и сжигание зарядов твердого топлива. 1 ил.

Способ изготовления зарядов твердого ракетного топлива баллиститного типа, в том числе высокопластифицированного, включает формование заготовки зарядов диаметром 30...200 мм. При формовании заготовок зарядов осуществляют смешение компонентов топлива в нейтральной среде, отжим, вальцевание топливной таблетки, сушку и прессование проходным способом на шнек-прессе через раструбный пресс-инструмент. После формования заготовок прессуют из них проходным способом тонкосводные заряды малого, до 3 мм, наружного диаметра на вертикальных гидравлических прессах общепромышленного назначения. Согласно второму варианту способ изготовления включает смешение компонентов топлива в нейтральной среде, отжим, вальцевание топливной таблетки, сушку и прессование глухим способом. Из отформованных глухим способом заготовок, разогретых до температуры термопластического деформирования, прессуют проходным способом тонкосводные заряды малого диаметра. Прессование проходным способом осуществляют на вертикальных гидравлических прессах общепромышленного назначения. Согласно третьему варианту способ изготовления включает прессование компонентов топлива глухим способом. В качестве материала для прессования глухим способом используют ранее изготовленные топливные шашки, измельченные до размеров вальцованной таблетки. Из отформованных глухим способом заготовок, разогретых до температуры термопластического деформирования, прессуют проходным способом тонкосводные заряды малого диаметра. Прессование проходным способом осуществляют на вертикальных гидравлических прессах общепромышленного назначения. Изобретение позволяет обеспечить технологичность, качество и высокую производительность при изготовлении тонкосводных зарядов твердого топлива. 3 н. и 2 з.п. ф-лы, 4 ил., 2 табл.

Изобретение относится к технологии уничтожения крупногабаритных твердотопливных ракетных двигателей. Способ сжигания топлива твердотопливного ракетного двигателя, установленного на стенде в горизонтальном положении, заключается в сжигании твердого ракетного топлива и очистке продуктов сгорания с последующим выбросом оставшихся газов в атмосферу. Для очистки продуктов сгорания используют тоннель, объем которого не менее объема образующихся продуктов сгорания. До начала сжигания в тоннеле устанавливают проточный режим путем прокачки через него воздуха с массовым расходом, соответствующим максимальному массовому расходу продуктов сгорания сжигаемого топлива. В процессе сжигания для постепенного заполнения тоннеля продуктами сгорания регулируют массовый расход воздуха через вход тоннеля в соответствии с расходной массовой характеристикой продуктов сгорания. В момент окончания сжигания прокачку воздуха через тоннель прекращают и продукты сгорания выдерживают в нем до завершения нестационарных процессов. Затем через тоннель продувают воздух в режиме, обеспечивающем разбавление и выброс в атмосферу оставшихся газов в допустимой концентрации. Изобретение позволяет обеспечить высокую экологическую безопасность при сжигании твердого ракетного топлива за счет создания эффективной системы очистки продуктов сгорания.

Способ снаряжения ракетного двигателя многошашечным зарядом твердого топлива включает координированную по поперечному сечению камеры сгорания укладку шашек фигурного профиля в ракетный двигатель. Перед снаряжением в камеру сгорания устанавливают тонкостенный стакан с отбортовками, контактирующими с торцом камеры сгорания, и перфорированными отверстиями, координированными по поперечному сечению в соответствии со схемой укладки шашек, дном. Профиль отверстий соответствует проходному сечению шашек. Укладку шашек в камеру сгорания осуществляют через отверстия в дне стакана, после чего стакан извлекают из камеры сгорания. При снаряжении зарядов большого удлинения используют стакан с двойным дном с перфорацией аналогично первому дну стакана. Изобретение повышает технологичность, безопасность, производительность и качество сборки. 3 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при утилизации зарядов твердотопливных ракетных двигателей, которые имеют канальные заряды, прочноскрепленные с корпусами. Способ утилизации зарядов твердотопливных ракетных двигателей путем их сжигания в снаряженном корпусе включает отстыковку сопла от снаряженного корпуса, установку снаряженного корпуса на стапель и воспламенение заряда. До установки снаряженного корпуса на стапель отстыковывают переднюю крышку и на части поверхности канала заряда, начиная от переднего днища, на длине, равной своду горения заряда, наносят бронирующий состав. Затем пристыковывают к корпусу переднюю крышку. Изобретение обеспечивает целостность конструкции корпуса ракетного двигателя твердого топлива в области переднего дна при утилизации канальных зарядов твердого топлива путем их сжигания в снаряженном корпусе.

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к изготовлению ракетных двигателей твердого топлива, и может найти применение в реактивных системах залпового огня, зенитных ракетных комплексах противотанковых управляемых снарядах как вновь разрабатываемых, так и в модернизируемых. Способ изготовления ракетного двигателя твердого топлива включает укладку на торцы установленной на валу оправки закладных деталей двигателя, укладку теплозащитного покрытия, намотку силовой оболочки корпуса и термообработку. В качестве оправки используют установленный на вал пороховой заряд твердого ракетного топлива с газоводным каналом, эквидистантным валу оправки. Между закладными деталями двигателя и теплозащитным покрытием укладывают герметизирующий слой. Термообработку намотанного корпуса ракетного двигателя осуществляет методом холодного отверждения. Изобретение позволяет создать ракетный двигатель твердого топлива с высоким коэффициентом заполнения камеры сгорания. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Способ изготовления пиротехнических элементов воспламенителей на основе фторопластов с наведенной пористостью может быть использован для изготовления пиротехнических элементов любых форм и размеров проходным прессованием, предназначенных для снаряжения воспламенителей к ракетным двигателям на твердом топливе. Создание пористой структуры пиротехнических элементов приводит к увеличению скорости горения пиротехнических элементов, повышает надежность работы воспламенителей, обеспечивает воспроизводимость баллистических характеристик двигателей как при положительных, так и при отрицательных температурах. 1 табл.

Изобретение относится к боеприпасам и может быть использовано при изготовлении облицовки кумулятивных зарядов. Способ изготовления облицовки кумулятивного заряда включает раскатку дисковой заготовки до получения конического профиля и последующий отжиг. Раскаткой предварительно получают конус, а после раскатки формируют на оправке цилиндрическую часть облицовки мягкой опрессовкой. Длина образующей предварительно полученного конуса не меньше суммарной длины образующей конуса готовой облицовки и ее цилиндрической части. Перед опрессовкой на наружной поверхности конуса по его торцу выполняют фаску. Изобретение позволяет исключить образование наплыва при изготовлении облицовки. 2 ил.

Способ изготовления воспламенителя твердотопливного заряда ракетного двигателя включает вакуум-формование поверхности полимерного пленочного корпуса. Вакуумформование пленочного корпуса воспламенителя осуществляют непосредственно на посадочном месте в корпусе ракетного двигателя, например в крышке двигателя. Изобретение позволит улучшить массогабаритные характеристики ракетного двигателя и упростить технологию его изготовления. 6 з.п. ф-лы, 3 ил.

Установка для утилизации топливных зарядов малогабаритных ракетных двигателей содержит газосвязанные с соплом двигателя и расположенные в технологической последовательности накопительную ёмкость, пылеулавливающее устройство и адсорбер. Пылеулавливающее устройство выполнено в виде герметичной камеры, в которой размещены верхний и нижний ряды наклонно расположенных под одинаковым углом пластин. Пластины верхнего и нижнего рядов чередуются, а их наружные кромки перекрывают друг друга. Между пылеулавливающим устройством и адсорбером расположены фильтры грубой и тонкой очистки, выполненные в одном корпусе и размещенные на проволочном каркасе. Адсорбер выполнен в виде вертикального цилиндра, нижняя часть которого заполнена щебнем, а верхняя – активированным углем. Изобретение обеспечит экологически безопасное сжигание зарядов малогабаритных ракетных двигателей твердого топлива на открытом воздухе. 4 ил.