Ракетные двигательные установки, т.е. установки, для работы которых используется горючее и окислитель, управление этими установками: ..управление процессом горения – F02K 9/26

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к конструкциям крупногабаритных ракетных двигателей на твердом топливе. Ракетный двигатель содержит корпус с днищами и скрепленный с корпусом канальный заряд твердого топлива с кольцевой поперечной щелью. В кольцевой щели и канале размещены не извлекаемые перфорированные пустотелые формообразующие элементы из быстросгораемого материала, заполненные топливом. Топливо, размещенное в формообразующем элементе, и основной заряд скреплены с помощью размещенных в них и проходящих через стенки формообразующего элемента эластичных сгораемых крепежных элементов, покрытых клеящим составом. Поперечный размер отверстий перфораций в формообразующих элементах больше свода горения топлива, заполняющего формообразующий элемент. Поверхность формообразующих элементов покрыта герметизирующим покрытием. Изобретение позволяет повысить коэффициент заполнения корпуса топливом. 2 з.п. ф-лы, 3 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.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива с отсечкой тяги посредством узла гидрогашения. Ракетный двигатель содержит корпус, сопло и узел гидрогашения. Узел гидрогашения состоит из зафиксированного стопорным устройством дифференциального поршня и узлов впрыска. Дифференциальный поршень образован частями большого и малого диаметра и установлен с возможностью продольного перемещения в стакане, заполненном жидким хладагентом. Узел гидрогашения закреплен посредством стоек внутри корпуса, а часть дифференциального поршня, имеющая малый диаметр, выведена в расширяющуюся часть сопла. Узлы впрыска выполнены в цилиндрической стенке стакана или в обоймах и расположены в несколько рядов, распределенных по длине стакана. У обращенного к соплу торца стакана установлена с возможностью продольного перемещения заслонка. Заслонка связана с расположенной у обращенного к соплу торца стакана обоймой, размещенной с возможностью продольного перемещения на наружной поверхности стакана. Обойма имеет Г-образное сечение, полка которого контактирует с ободом, выполненным на наружной поверхности стакана, и образует внутреннюю полость обоймы, сообщенную с внутренней полостью стакана. Изобретение позволяет повысить эффективность гидрогашения и уменьшить импульс последействия. 2 з.п. ф-лы, 11 ил.

Изобретение относится к конструкции заряда твердого ракетного топлива, предназначенного для использования в ракетных двигателях твердого топлива для авиационных ракет или тормозных систем грузовых платформ, десантируемых с транспортных самолетов. Комбинированный заряд ракетного двигателя твердого топлива с пламегасящим эффектом истекающей струи продуктов сгорания включает шашку твердого ракетного топлива и шашку пламягасящего состава, установленную у одного из торцов шашки твердого ракетного топлива. В другом варианте заряд ракетного двигателя твердого топлива выполнен в виде многошашечного заряда, включающего несколько шашек пламягасящего состава, равномерно расположенных по периметру. В каждом из вариантов горящий свод шашки из пламягасящего состава и ее масса выполнены с учетом соотношений защищаемых настоящим изобретением. Изобретение позволяет повысить надежность и безопасность ракетного двигателя твердого топлива. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к энергетическим установкам на твердом ракетном топливе, в частности к структуре смесевых твердотопливных зарядов, и может быть использовано в управляемых энергетических установках на твердом ракетном топливе с электротермическим регулированием внутрикамерных процессов. Заряд смесевого твердого ракетного топлива включает встроенную металлическую электродную систему, образованную из множества спиралевидно расположенных листов фольги, покрытых слоем полимеризованной топливной массы и используемых в качестве горючего компонента топлива. Покрытые слоем полимеризованной топливной массы спиралевидно расположенные листы фольги образуют моноблочную многослойную конструкцию цилиндрической формы с горением по внутреннему каналу и торцевой поверхности. Толщина слоя полимеризованной топливной массы и толщина фольги выбраны из условия достижения стехиометрического баланса между компонентами топлива. Изобретение позволяет повысить механическую прочность заряда при сохранении стехиометрического баланса между компонентами топлива. 2 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива с отсечкой тяги посредством узла гидрогашения. Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус, сопло и узел гидрогашения, закрепленный посредством стоек внутри корпуса. Узел гидрогашения состоит из зафиксированного стопорным устройством дифференциального поршня, образованного частями большого и малого диаметра и установленного с возможностью продольного перемещения в стакане, заполненном жидким хладагентом, и узлов впрыска. Часть дифференциального поршня, имеющая малый диаметр, выведена в расширяющуюся часть сопла, а узлы впрыска выполнены в цилиндрической стенке стакана или в обоймах и расположены в несколько рядов, распределенных по длине стакана. Изобретение позволяет повысить эффективность и надежность гашения заряда твердого топлива за счет подстройки интенсивности впрыска в соответствии со стадией гидрогашения. 4 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях маршевых ступеней ракетных двигателей на твердом топливе. Твердотопливный ракетный двигатель содержит корпус с днищами, скрепленный с корпусом заряд, имеющий центральный канал и сквозную поперечную наклонную щель, разделяющую заряд на две части. Наружная поверхность щели, примыкающая к корпусу, забронирована с помощью манжеты, выполненной из двух частей, соединенных по одному из диаметров с корпусом и прилегающих друг к другу законцовками, отогнутыми в направлении щели и входящими в ее вершину. Горящая поверхность щели образована меньшим основанием и боковой поверхностью n-гранной усеченной пирамиды и поверхностью усеченного конуса, меньший диаметр которого ограничен диаметром центрального канала заряда, а больший - наружным радиусом разбронирования щели. Ребра пирамиды и образующая усеченного конуса пространственно отделены друг от друга каналами, переходящими в направлении центрального канала заряда в расширяющуюся часть щели, при этом длина каждого канала ограничена длиной ребра пирамиды с обеспечением минимально допустимого раскрытия щели. Изобретение позволяет повысить эффективность работы твердотопливного ракетного двигателя и упростить изготовление его заряда. 1 ил.

Изобретение относится к области регулируемых твердотопливных газогенерирующих систем. Способ управления сжиганием унитарного твердого топлива в жидкой среде заключается в том, что цилиндрическую шашку топлива размещают в жидкости преимущественно в вертикальном положении с закреплением в ее нижней части, а на верхнем торце перед зажиганием локализуют зону предполагаемого горения путем использования в перевернутом положении термостойкого стакана, который устанавливают с охватом его боковыми стенками верхней части шашки. Донную часть термостойкого стакана нагревают до температуры, превышающей температуру воспламенения топлива, и затем, в течение всего процесса сжигания, поддерживают эту температуру не понижающейся, а после зажигания топлива по верхнему торцу осуществляют принудительное движение термостойкого стакана вниз, при этом для прекращения горения термостойкий стакан останавливают или отводят вверх, причем смену режимов зажигания, горения и погасания проводят многократно с произвольными промежутками времени. Изобретение позволяет регулировать газоприход при подводном горении и обеспечивать прерывания процесса газообразования с возможностью повторного многократного повторения цикла. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к ракетным двигательным установкам с управляемым процессом горения топлива. Ракетный двигатель твердого топлива с изменяемым электромагнитным регулированием интенсивности горения топлива содержит корпус, заряд твердого топлива, систему управления, сверхвысокочастотный генератор и волновод. Волновод выполнен прямоугольным в виде одной детали с корпусом ракетного двигателя и имеет щелевые излучатели, закрытые фольгой из легкоплавкого металла. Изобретение позволяет реализовать регулирование интенсивности горения заряда твердого топлива как в сторону ее увеличения, так и уменьшения. 1 ил.

Изобретение относится к области ракетных двигателей, работающих на твердом топливе, например, разгонных двигателей управляемых снарядов или двигателей для отделения ступеней баллистических ракетоносителей. Ракетный двигатель твердого топлива содержит камеру сгорания, воспламенитель, пороховую шашку, форсажный заряд и газодинамический стабилизатор с калиброванной дюзой. Газодинамический стабилизатор установлен между форсажным зарядом и пороховой шашкой и выполнен в виде двух обойм, охватывающих упругий элемент. Первая обойма, обращенная к форсажному заряду, закреплена на днище камеры сгорания, а калиброванная дюза размещена во второй обойме. Упругий элемент выполнен в виде конической спирали с соотношением большего диаметра конуса к меньшему, равным 1,6-2,7. Изобретение позволяет обеспечить стабильность работы двигателя путем исключения высокочастотных колебаний давления. 2 ил.

Способ регулирования соотношения компонентов топлива в гибридном ракетном двигателе включает управление топливоподачей жидкого компонента топлива пневмогидравлической системой. Массовый расход твердофазного компонента топлива изменяют с помощью регулирования действующего значения электрического тока, пропускаемого через реакционную зону газификации. Электрический ток пропускают через реакционную зону газификации посредством установленной в твердофазном компоненте топлива системы металлических электродов в виде фольги или сеток. При этом поддерживают в допустимом диапазоне соотношения расходов между горючими и окислительными компонентами топлива на различных режимах работы двигателя. Изобретение позволит сохранить оптимальное соотношение между расходами горючего и окислителя в камере сгорания при регулировании тяги гибридного ракетного двигателя. 1 ил.

Твердотопливный ракетный двигатель содержит камеру сгорания с корпусом и акустический демпфер. Акустический демпфер выполнен в виде искрового разрядника, подключенного к двум электродам. Электроды жестко скреплены с частью корпуса, которая изготовлена из пьезоэлектрического материала. Изобретение позволяет уменьшить массу и габариты двигателя, а также повысить надежность двигателя путем расширения рабочего диапазона частот акустического демпфера. 1 ил.