Ракетные двигательные установки, т.е. установки, для работы которых используется горючее и окислитель, управление этими установками: ..конструктивные элементы, детали – F02K 9/32

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании и отработке ракетных двигателей твердого топлива. Ракетный двигатель содержит корпус с сопловым блоком, передним и задним днищами, размещенный в корпусе вкладной заряд, горящий по наружной поверхности, и стакан. Цилиндрическая часть стакана размещена с зазором относительно корпуса и наружной поверхности заряда, а дно контактирует с торцом заряда и задним днищем двигателя. Кольцевая полость между стаканом и корпусом загерметизирована со стороны заднего днища. Стакан выполнен из сгораемого материала на основе полиакриламида, наполненного нитроцеллюлозой в соотношении нитроцеллюлоза:полиакриламид - 2 3:1. В днище стакана выполнены отверстия для прохода газов из щелевого зазора «заряд - стакан» к соплу. Изобретение позволяет снизить воздействие теплового потока продуктов сгорания на корпус ракетного двигателя, а также повысить суммарный импульс тяги. 1 ил.

Заряд смесевого твердого топлива содержит корпус, защитно-крепящий слой и узел скрепления торцевой части заряда в виде эластичного элемента, расположенного между топливом и внутренней поверхностью корпуса. Эластичный элемент имеет кольцевой разрез, а нижняя граница эластичного элемента определяется гипотенузой прямоугольного треугольника, приложенного прямым углом к вершине кольцевого разреза, где горизонтальный катет располагается ближе к корпусу ракетного двигателя и имеет размер 0.03÷0.14 внешнего радиуса заряда, а вертикальный катет равен 0.03÷0.06 внешнего радиуса заряда. Изобретение позволяет снизить контактные напряжения на торце заряда, повысить механическую надежность и обеспечить условие равнопрочности. 1 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании и отработке ракетных двигателей твердого топлива. Ракетный двигатель содержит корпус с сопловым блоком, передним и задним днищами, размещенный в корпусе вкладной заряд, горящий по наружной поверхности, и стакан. Цилиндрическая часть стакана размещена с зазором относительно корпуса и наружной поверхности заряда. Дно стакана контактирует с торцом заряда и задним днищем двигателя, а кольцевая полость между стаканом и корпусом загерметизирована со стороны заднего днища. Стакан выполнен из сгораемого материала на основе полиэфируретанметакрилатного связующего, наполненного нитроцеллюлозой в соотношении нитроцеллюлоза : полиэфируретанметакрилат - 4:1 5:1. Изобретение позволяет повысить импульс тяги ракетного двигателя, а также снизить его пассивную массу. 1 ил.

Адаптер в виде оболочки вращения конической формы с углом при вершине более 85 градусов, ограниченной верхним и нижним плоскими кольцевыми фланцами, включает в себя оболочку с установленными на ее поверхности ребрами с тавровым профилем поперечного сечения. Ребра располагаются как вдоль образующей конуса, так и под углом к ней таким образом, чтобы соединялись опорные места верхнего и нижнего фланца. Кольцевое ребро перпендикулярно плоскости основания адаптера, остальные ребра располагаются в плоскостях, перпендикулярных плоскости основания адаптера. На верхний фланец устанавливается при помощи клеемеханического соединения металлический шпангоут из высокопрочного алюминиевого сплава. В отверстия нижнего фланца при помощи клеевого соединения устанавливаются металлические закладные из высокопрочного алюминиевого сплава в виде втулок. Оболочка переходит в верхний фланец через вертикальный участок, образующий на внутренней стороне адаптера в верхнем фланце площадку для установки элементов навесного оборудования. Вертикальный участок располагается на расстоянии от внутренней кромки верхнего фланца, вид в плане вертикального участка представляет собой окружность с местными выемками в виде дуг окружностей. Изобретение позволяет снизить массу и повысить жесткость адаптера. 1 з.п. ф-лы, 8 ил.

Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус из композиционного материала, включающий передний и задний фланцы, переднюю крышку, скрепленный с корпусом заряд со сквозным каналом и сопло, часть которого утоплена в корпус. На поверхности сквозного канала заряда нанесена бронировка, выполненная в виде манжеты, частично прилегающей к теплозащите, нанесенной на обечайку, выполненную вокруг утопленной части сопла. Корпус содержит герметизирующий шпангоут, а на наружной поверхности утопленной части сопла в районе ее минимального радиуса выполнен сопряженный с ним узел обтюрации. Герметизирующий шпангоут корпуса соединен с задним фланцем посредством обечайки, выполненной вокруг утопленной части сопла. Узел крепления сопла выполнен со стороны наружного торца заднего фланца. Манжета прилегает к теплозащите обечайки через антиадгезионный подслой. Между манжетой и частью сопла, выступающей во внутреннюю полость корпуса за герметизирующий шпангоут корпуса, выполнен гарантированный зазор. Изобретение позволяет снизить массу конструкции ракетного двигателя твердого топлива, упростить его конструкцию и технологию изготовления. 3 з.п. ф-лы, 2 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.

Изобретение относится к области вооружения, в частности к ракетным двигателям твердого топлива для мобильных комплексов, например, гарнатометных или огнеметных. Ракетный двигатель твердого топлива содержит камеру с соплом, переднее дно, заряд твердого топлива из пучка шашек, прикрепленного к переднему дну, воспламенительный состав в перфорированной металлической трубке, скрепленной с дном, и сопловую заглушку. В перфорированной металлической трубке со стороны переднего дна выполнен перфорированный участок на длине не более половины длины трубки, за которым перперпендикулярно оси трубки установлен штифт диаметром от 0.1 до 0.3 внутреннего диаметра трубки. Отверстия перфорации закрыты оболочкой из газопроницаемого материала, закрепленной на наружной поверхности трубки. На трубке со стороны сопла установлен стакан с размещенным внутри пиротехническим трассером, выступающий за торец пучка шашек. Сопловая заглушка выполнена из эластичного материала в виде мембраны с тарельчатой отбортовкой, центральной бобышкой с отверстием и кольцевой канавкой. Отбортовка заглушки защемлена в разъеме, выполненном в закритической части сопла, а ее канавка выполнена со стороны раструба сопла. Изобретение позволяет повысить энергетические характеристики ракетного двигателя и безопасность его применения. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области военной техники, а именно к заряду ракетного двигателя на твердом ракетном топливе. Заряд твердого ракетного топлива содержит корпус, жестко скрепленный с ним топливный заряд, торцевые манжеты и защитокрепящий слой. Состав для торцевых манжет содержит в мас.%: полидиенуретанэпоксид (каучук ПДИ-3А) 79,6-81,9, аминный отвердитель УП-0638 1,7-4,0, углерод технический (сажа П-803) 12,4-16,4 и аэросил А-380 0,1-4,0. Изобретение позволяет повысить надежность скрепления топливного заряда с корпусом, а также упростить процесс изготовления заряда. 1 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при отработке ракетных двигателей твердого топлива с вкладными бронированными зарядами. Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус, воспламенитель, размещенный в передней или в задней части двигателя, утопленный в корпус многосопловой блок и вкладной заряд твердого ракетного топлива, размещенный в корпусе и бронированный по боковой поверхности и торцу. Многосопловой блок размещен в передней или задней части двигателя. На заряд со стороны бронированного торца установлен плотно, с натягом чехол из упругоэластичного материала, контактирующий с боковой бронированной поверхностью заряда, бронированным торцом заряда и днищем двигателя. Длина чехла составляет 0,1 1,0 длины забронированного участка боковой поверхности заряда. Изобретение позволяет снизить дымообразование и повысить надежность ракетного двигателя твердого топлива с вкладным зарядом за счет исключения перетоков продуктов сгорания над бронированной поверхностью заряда. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области стартовых ракетных двигателей на твердом топливе, в которых время преобразования энергии определяется сотыми и тысячными долями секунды. Стартовый ракетный двигатель на твердом топливе содержит обечайку и газодинамический тракт двигателя, включающий центральную перфорированную трубку, вокруг которой размещен пучок дисковых элементов твердого топлива, помещенных в перфорированной камере сгорания, воспламенитель и кольцевое сопло внешнего обтекания. Камера сгорания имеет цилиндрической корпус, в котором выполнены наклонные тангенциальные щели. Площадь проходных сечений щелей уменьшается по длине камеры сгорания от сечения к сечению. Дисковые элементы твердого топлива выполнены одинакового размера и собраны в заряд с помощью наклеиваемых на их торцевые поверхности пороховых опор. Пороховые опоры имеют толщину горящего свода, равную половине толщины горящего свода дискового элемента. Изобретение позволяет обеспечить более полное сгорание заряда дисковых пороховых элементов, повысить удельный импульс тяги и уменьшить разброс времени работы двигателя. 2 ил.

Группа изобретений относится к ракетной технике. Заряд ракетного топлива содержит корпус с сопловым торцом, заряд смесевого ракетного топлива (СРТ), оснащенный по меньшей мере одним элементом для уменьшения времени горения заряда ракетного топлива, и вкладыш, размещенный в корпусе со стороны соплового торца, скрепленный с корпусом по части своей боковой поверхности с образованием сквозных зазоров заданных размеров и выполненный со сквозной перфорацией. Каждый элемент для уменьшения времени горения заряда ракетного топлива ориентирован в объеме заряда СРТ посредством нитевидного элемента, один конец которого закреплен во вкладыше, а другой конец закреплен со стороны переднего торца корпуса. Вкладыш и каждый элемент для уменьшения времени горения заряда ракетного топлива выполнены из топлива или полимерного материала, горящих быстрее, чем заряд СРТ. Предложен также способ изготовления упомянутого выше заряда ракетного топлива. Изобретение направлено на повышение эффективности заряда с обеспечением двухрежимного процесса его работы, а также технологичности и безопасности его изготовления. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 2 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 области ракетной техники и может быть использовано в малогабаритных ракетных комплексах. Ракетный двигатель содержит корпус с коническо-оживальной передней частью, имеющей установленную на ее наружной поверхности юбку со сквозными продольными пазами и центральную втулку с кольцевым упором. Внутренняя поверхность юбки образована совокупностью последовательно расположенных и сопряженных между собой и посадочной поверхностью юбки усеченных конусов, контактирующих с наружной поверхностью двигателя. По периферии кольцевого упора и на внутренней поверхности юбки выполнены взаимные цилиндрические посадочные места. Стенка юбки имеет переменную толщину с увеличением к переднему торцу двигателя. Сквозные продольные пазы выполнены в радиальном направлении и образуют идентичные сектора. Изобретение позволяет обеспечить равномерное распределение нагрузки от головной части ракеты на двигатель и повысить устойчивость ракеты в полете. 4 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях ракетных двигателей твердого топлива с прочно скрепленным зарядом смесевого твердого топлива, например, в маршевых двигателях крылатых ракет малого радиуса действия. Ракетный двигатель на твердом топливе содержит корпус с расположенным соосно соплом и заряд с незабронированными торцами, скрепленный с жаростойкой центральной трубой. Жаростойкая центральная труба установлена по оси заряда, прочно скреплена с каналом заряда и закреплена к решеткам, расположенным у заднего и переднего днища корпуса и опирающимся на корпус. Жаростойкая центральная труба выполнена из жесткого материала, например из металла с нанесенным теплозащитным покрытием или из композиционного материала. Между наружной поверхностью заряда и корпусом установлена разрезная манжета, имеющая в средней части сплошную перемычку. Изобретение позволяет повысить надежность ракетного двигателя за счет уменьшения напряжений в заряде и исключения отслоений топлива, а также увеличить полный импульс реактивной силы за счет увеличения массы топлива. 3 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к ракетным двигателям твердого топлива с вкладным пороховым зарядом, преимущественно многошашечным. Ракетный двигатель твердого топлива содержит камеру сгорания с вкладным пороховым зарядом и многосопловым блоком, донную и сопловую диафрагмы и придонную полость с каналом для истечения газа из придонной полости. Одно из сопел выполнено по центру соплового блока. Канал для истечения газа из придонной полости выполнен в виде трубки, соединяющей придонную полость с центральным соплом. Изобретение позволяет повысить эффективность удержания вкладного заряда в камере сгорания, а также снизить массу двигателя и повысить плотность заряжания. 1 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении ракетных двигателей твердого топлива. Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус с размещенным в нем вкладным канальным зарядом всестороннего горения и воспламенитель, расположенный со стороны переднего торца заряда. За задним торцом заряда установлена тонкостенная мембрана из сгораемого материала, по периферии которой выполнены сквозные прорези. Изобретение позволяет повысить надежность воспламенения заряда твердого топлива, а также улучшить весогабаритные и эксплуатационные характеристики ракетного двигателя твердого топлива. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении ракетных двигателей твердого топлива. Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус, воспламенитель и расположенный между воспламенителем и торцом заряда плоский рассекатель. В корпусе ракетного двигателя размещен вкладной канальный заряд всестороннего горения. Воспламенитель расположен в цилиндрическом корпусе из полимерного материала. Рассекатель выполнен в виде многолучевой звезды с центральным отверстием. Стенка корпуса воспламенителя снабжена периферийным круговым и вдоль лучей рассекателя ослабленным сечением и гофрированным центральным выступом, взаимодействующим с центральным отверстием рассекателя. В стенке воспламенителя, контактирующей с рассекателем, выполнено ответное посадочное углубление, контур которого соответствует контуру рассекателя. Изобретение позволяет создать высокотехнологичную в изготовлении конструкцию ракетного двигателя твердого топлива, обладающего повышенной надежностью. 1 з.п. ф-лы, 7 ил.

Заряд ракетного твердого топлива содержит корпус, топливный заряд, прочноскреплённый с корпусом, и защитно-крепящий слой. Защитно-крепящий слой выполнен по всей поверхности заряда вплоть до канала с переменной толщиной 0.1·10^-2-7.75·10 ^-2 наружного диаметра заряда и выполняет роль теплозащиты, крепящего слоя, торцевых эластичных вставок и манжет. Защитно-крепящий слой представляет собой листовой каландрованный материал на основе цис-бутадиенового и цис-изопренового каучуков с наполнителем из технического углерода в количестве 78-100 массовых частей, в которую введены ди-(2-этилгексил) себацинат в количестве 10-20 массовых частей и дополнительно - сера 1-3 массовых части, окись цинка 3-8 массовых части, альтакс 1-3 массовых части, рубракс 4-6 массовых части. Изобретение повысит технологичность изготовления заряда твердого топлива, пригодного как для металлических корпусов, так и для корпусов из композиционных материалов. 1 табл., 3 ил.

Заряд ракетного твердого топлива содержит корпус, жесткоскрепленный с корпусом топливный заряд и защитно-крепящий слой. Защитно-крепящий слой представляет собой листовой каландрованный материал и изготовлен на основе высокопрочного этиленпропилендиенового каучука с порошкообразными наполнителями из углерода технического и двуокиси кремния, а также адгезионными добавками: пара-хинондиоксимом, альтаксом и циануратом меламина. Изобретение позволит использовать заряд твердого топлива для металлических корпусов и для корпусов из композиционных материалов. 1 табл., 2 ил.

Заряд твердого ракетного топлива содержит заполненную клеящим составом крышку, в которой установлены штифты с канальными пороховыми шашками. Штифты вклеены в канальную пороховую шашку, выполнены с кольцевым замком под клей на цилиндрической головке, с диаметром, равным диаметру канала шашки, и пружинной ножкой с опорой, жестко установленной в крышку с воздушным зазором между канальными пороховыми шашками и клеящим составом. Изобретение повысит надежность и эффективность заряда твердого ракетного топлива в любом температурном диапазоне. 2 ил.

Заряд твердого ракетного топлива содержит крышку с канальными шашками. Канальные шашки выполнены с торцевой конической развальцовкой с одной стороны и установлены в перфорированную платформу, в виде диска с множеством отверстий. На каждом отверстии со стороны крышки выполнено посадочное место, эквидистантное наружной конической развальцовке канальной шашки. Канальные шашки поджаты крышкой через эластичную прокладку в виде диска с диаметром, равным диаметру платформы. Со стороны платформы диск имеет множество конических выступов, эквидистантных внутренней конической развальцовке шашек. Изобретение уменьшит трудоёмкость сборки заряда ракетного топлива и повысит надёжность и эффективность работы заряда твёрдого топлива. 1 ил.

Ракетный двигатель твердого топлива содержит прочно скрепленный с корпусом и раскрепленный по торцам с помощью манжет канальный заряд. Манжеты выполнены с утолщением в горловине. При выходе на горловину размер утолщения манжеты вдоль образующей горловины составляет 1,5-2,5 толщины манжеты. Угол, образованный поверхностью утолщения, обращенной к топливу, и осью канала заряда составляет 45-90°. Изобретение позволит обеспечить в двигателе максимальный объём для заполнения топливом и исключить появление дефектов при заполнении. 4 ил.

Ракетный двигатель твердого топлива содержит пороховой заряд, обойму с сопловым вкладышем и мембраной в корпусе соплового блока, удерживаемую разрезным пружинным кольцом. Разрезное пружинное кольцо установлено в кольцевую полость, образованную выполненными с наружной стороны обоймы и с внутренней стороны корпуса соплового блока на ширину кольца проточками. Силовые элементы разрезного кольца представляют собой выступы по образующей кольца, по радиусу переходящие в обращенные к корпусу соплового блока перемычки. Концы разъема кольца с силовыми элементами выполнены с обращенными к охватываемой и охватывающей поверхностям симметричными фасками. Один конец разъема кольца заходит под другой, выступающий из заходного окна корпуса соплового блока. Угол захода окна равен углу захода силовых элементов кольца. Изобретение обеспечит надёжность соединения концентрично расположенных деталей малых диаметров, фиксированных от проворота и воспринимающих большую осевую нагрузку от воздействия рабочего давления пороховых газов при работе двигателя. 6 ил.

Ракетный двигатель твердого топлива содержит камеру сгорания с вкладным пороховым зарядом и сопловым блоком, донную и сопловую диафрагмы и придонную полость с каналом для истечения газа из придонной полости. При четном количестве сопел канал для истечения газа из придонной полости выполнен в виде трубок, непосредственно соединяющих придонную полость с каждым вторым соплом. При нечётном количестве сопел канал для истечения газа из придонной полости выполнен в виде трубок, непосредственно соединяющих придонную полость с каждым соплом, при этом трубки выполнены с наружным диаметром, меньшим диаметра критического сечения сопла, образуя кольцевое проходное сечение. Изобретение повысит эффективность удержания вкладного порохового заряда в камере сгорания. 3 ил.