Ракетные двигательные установки, т.е. установки, для работы которых используется горючее и окислитель, управление этими установками: .. имеющие два и более топливных заряда с истечением газов, образующихся в результате горения, через общее сопло – F02K 9/28

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании и производстве зарядов ракетного твердого топлива, формуемых непосредственно в корпус двигателя. Заряд смесевого твердого ракетного топлива содержит головной и сопловой полузаряды, скрепленные с корпусом. Задний торец головного полузаряда перфорирован глухими отверстиями, равномерно расположенными на двух концентрических окружностях. Ближайшие к каналу отверстия глубиной 1,2 максимальной толщины свода полузаряда отстоят от канала на расстоянии 0,21-0,22 максимальной толщины свода полузаряда. Удаленные от канала отверстия глубиной, равной максимальной толщине свода полузаряда, отстоят от предыдущих отверстий на расстоянии, равном удвоенному расстоянию, на которое ближайшие к каналу отверстия отстоят от канала полузаряда. В сопловом полузаряде, на длине, равной 0,65-0,7 длины соплового полузаряда, выполнены щелевые прорези, увеличивающиеся по высоте к заднему торцу до 0,9 максимальной толщины свода полузаряда. Изобретение позволяет повысить коэффициент заполнения камеры сгорания топливом. 3 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 реактивным двигателям импульсного действия и применяется в авиа и ракетостроении. Импульсный реактивный двигатель содержит рабочую камеру с подсоединенными к ней штуцером для подвода сжатого воздуха и соплом, камеру торможения рабочего тела, связанную с соплом, на котором установлен первый клапан, насос, связанный своим входом с камерой торможения рабочего тела через сливную трубу и выходом - с рабочей камерой через напорную трубу, на участке которой установлен второй клапан. Изобретение обеспечивает снижение расхода рабочего тела за счет его повторного использования. 5 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях маршевых и разгонных ступеней ракетных двигателей твердого топлива. Ракетный двигатель твердого топлива включает камеру сгорания, сопло с утопленной частью и теплозащитным покрытием и скрепленный с камерой сгорания заряд, состоящий из двух частей, разделенных перегородкой. Меньшая часть заряда расположена над утопленной частью сопла и изготовлена из низкотемпературного топлива, а большая - из высокотемпературного топлива. В одном варианте выполнения ракетного двигателя между утопленной частью сопла и низкотемпературным зарядом соосно соплу расположен цилиндр, упирающийся в перегородку и в заднее днище. На боковой поверхности цилиндра по окружности выполнены отверстия, оси которых перпендикулярны к оси сопла. Суммарную площадь отверстий выбирают из условия обеспечения расхода продуктов сгорания низкотемпературного топлива в диапазоне 2-3% от расхода продуктов сгорания высокотемпературного топлива. В другом варианте ракетного двигателя цилиндр выполнен из термически разлагаемого и уносимого материала. Температура продуктов разложения указанного материала ниже, чем температура продуктов сгорания высокотемпературного топлива. На боковой поверхности цилиндра по окружности, расположенной между входной кромкой сопла и перегородкой, выполнены овальные отверстия, оси которых параллельны касательной к входному профилю сопла. В еще одном варианте перегородка установлена на утопленную часть сопла, а на цилиндрической поверхности утопленной части сопла по окружности выполнен ряд сквозных отверстий, оси которых наклонены по отношению к оси сопла под углом меньше 90°. Изобретение позволяет обеспечить надежную и стабильную тепловую защиту сопла ракетного двигателя, а также снизить массу последнего. 3 н.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях маршевых и разгонных ступеней ракетных двигателей твердого топлива. Ракетный двигатель твердого топлива включает камеру сгорания и скрепленное с ней утопленное поворотное управляющее сопло с теплозащитным покрытием. Заряд состоит из двух частей, разделенных перегородкой, при этом большая часть заряда, расположенная между передним днищем и перегородкой, изготовлена из высокотемпературного топлива, а меньшая часть заряда, расположенная над утопленной частью сопла, изготовлена из низкотемпературного медленногорящего топлива. Меньшая часть заряда имеет профилированную поверхность, обеспечивающую близкий к постоянному расход продуктов сгорания. В одном из вариантов ракетного двигателя перегородка выполнена в виде диска с отбортовкой по центральному отверстию в нем. Внутренняя поверхность отбортовки охватывает лобовую точку сопла с обеспечением кольцевого зазора, величина которого в процессе поворота сопла остается постоянной. В другом варианте между перегородкой и соплом на входной части сопла на ребрах установлено кольцо, внутренняя поверхность которого охватывает лобовую точку сопла с зазором, размер которого остается постоянным при повороте сопла. Наружная поверхность кольца имеет сферическую форму с центром, совпадающим с центром вращения поворотного сопла, и образует совместно с перегородкой сферический шарнир. Изобретение позволяет обеспечить надежную и стабильную тепловую защиту сопла ракетного двигателя, а также снизить массу последнего. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива содержит цилиндрический корпус, стартовую и маршевую камеры с пороховыми канальными зарядами, разделительное днище, устройство вскрытия днища и сопло. Устройство вскрытия днища выполнено в виде симметрично расположенных относительно продольной оси двигателя на разделительном днище сферических перфорированных заглушек, выгнутых в сторону маршевой камеры. Со стороны стартовой камеры заглушка взаимодействует с тонкостенной мембраной, повторяющей форму заглушки, герметично закрепленной по периферии на заглушке и имеющей теплозащитное покрытие. Заглушка расположена напротив канала порохового заряда маршевой камеры, а размер перфорации выбирается исходя из соотношений, защищаемых настоящим изобретением. Изобретение позволяет повысить надежность двухрежимного ракетного двигателя. 4 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании летательных аппаратов, содержащих двухрежимный двигатель. Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус, последовательно установленные в нем заряды первого и второго режимов, переднюю крышку, узлы инициирования, сопло. Заряды первого и второго режимов разделены промежуточным эластичным днищем, состоящим из эластичной мембраны и рукава, расположенного в канале заряда второго режима. Эластичная мембрана и рукав скреплены между собой с помощью программировано разрушаемого соединения. Противоположные концы рукава и мембраны закреплены на передней крышке и корпусе соответственно. Полость, образованная поверхностью заряда второго режима и наружной частью промежуточного днища, соединена с ресивером, расположенным в передней крышке, а в корпусе узла инициирования заряда второго режима установлен обратный клапан, перекрывающий расходные отверстия и защищающий воспламенительный состав от высокотемпературного сжатого воздуха во время работы заряда первого режима. Изобретение позволяет повысить надежность работы заряда второго режима и ракетного двигателя за счет исключения возможности несанкционированного воспламенения заряда второго режима. 2 ил.

Изобретение относится к конструкциям "щеточных" метательных зарядов к реактивным двигателям с малым временем работы. Заряд твердого ракетного топлива к стартовому реактивному двигателю содержит пучок шашек, дно реактивного двигателя, узел крепления шашек к этому дну и воспламенительный состав, помещенный в оболочке в форкамерную перфорированную металлическую трубку. Трубка установлена в центральном канале пучка, скреплена с дном и имеет две области перфорации, одна из которых выполнена с большей площадью и расположена над дном, а вторая выполнена с меньшей площадью и расположена на противоположном конце трубки. Воспламенительный состав состоит преимущественно из крупнозерненых элементов, помещенных в трубке со стороны дна, и мелкозерненых элементов меньшей массы, помещенных в противоположном конце трубки. Трубка имеет сужение в виде конуса, при этом перфорация размещена частично на конической части трубки. Изобретение позволяет обеспечить надежное воспламенение, устойчивое горение и стабильные баллистические характеристики заряда твердого топлива. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании летательных аппаратов, содержащих двухрежимный двигатель. Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива содержит переднюю крышку, корпус, последовательно установленные в нем заряды первого и второго режимов, узлы инициирования, промежуточное днище, состоящее из эластичной мембраны и рукава, а также сопло. В заряде второго режима рукав и эластичная мембрана содержат от 3 до 6 равнорасположенных строп из высокопрочного эластичного материала. Стропы рукава закреплены на передней крышке, а стропы эластичной мембраны закреплены на корпусе и удерживают рукав и эластичную мембрану в процессе работы заряда второго режима. Изобретение позволяет повысить надежность работы заряда второго режима и ракетного двигателя за счет исключения вылета мембраны и рукава. 3 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании летательных аппаратов, содержащих двухрежимный двигатель. Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива содержит переднюю крышку, корпус, последовательно установленные в нем заряды первого и второго режимов, узлы инициирования, промежуточное днище, рукав и сопло. В заряде второго режима рукав перед узлом инициирования коаксиально разветвлен. Наружная часть рукава переходит в теплоизолирующий чехол, закрывающий переднюю часть и передний торец заряда и герметично скрепленный с манжетой корпуса. Центральная часть рукава скреплена с передней крышкой и перфорирована. Узел инициирования соединен с полостью между зарядом второго режима и рукавом через патрубок, установленный в наружной части рукава с помощью герметизирующего скользящего уплотнения и закрепленный в узле инициирования с герметизирующим уплотнением. Изобретение позволяет повысить надежность двухрежимного ракетного двигателя. 2 ил.

Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус, последовательно установленные в нем разделенные днищем заряды первого и второго режимов, узлы инициирования и сопло. Днище между зарядами выполнено в виде эластичной мембраны. В центральной части эластичной мембраны с помощью программировано разрушаемого соединения закреплен размещенный в канале заряда второго режима эластичный рукав. Противоположный конец рукава закреплен со стороны переднего дна двигателя. Расходные отверстия узла инициирования заряда второго режима соединены с полостью, образованной поверхностью горения заряда второго режима и наружной поверхностью рукава. Изобретение позволит уменьшить пассивную массу двигателя. 2 ил.

Импульсный ракетный двигатель на твердом топливе содержит обечайку (транспортно-пусковой контейнер), газодинамический тракт и воспламенитель. Газодинамический тракт двигателя включает заряд, состоящий из пучка трубчатых пороховых элементов, центральную перфорированную трубку, профилированное сопло, демпфирующую линзу, камеру дожигания вихревого типа и форсирующее устройство. Трубчатые пороховые элементы уложены вокруг перфорированной трубки. Демпфирующая линза размещена у переднего дна двигателя и изготовлена из пористого материала. Камера дожигания вихревого типа размещена в предсопловом объеме и имеет отношение суммы площадей входов во внешнюю и внутреннюю полости, отвечающее правилу "золотого сечения" и соответствующее числу 1,618. Форсирующее устройство представляет собой контейнер с шумопоглощающим веществом. Изобретение позволит организовать дожигание несгоревших частиц твердого ракетного топлива и уменьшить перепад давления пороховых газов по длине заряда. 3 ил.

Заряд ракетного твердого топлива состоит из цилиндрических канальных шашек. Часть шашек выполнены с длиной, меньшей длины заряда. На торцах шашек меньшей длины, обращенных в сторону продолжения длинных шашек, выполнены конические сужения. Изобретение снизит силовое воздействия на пусковую установку, и при наличии ветровой нагрузки, боковое отклонение для снаряда, время работы стартового двигателя которого больше времени движения по направляющей или контейнеру. 3 з.п. ф-лы, 3 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.

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.