Ракетные двигательные установки, т.е. установки, для работы которых используется горючее и окислитель, управление этими установками: ..посредством реактивных сопел с регулируемой площадью поперечного сечения – F02K 9/86

Двигатель с двухпозиционным управлением соплом содержит камеру сгорания, реактивное сопло и пневмоцилиндр с поршнем и штоком, расположенный в камере сгорания. На конце штока пневмоцилиндра имеется центральное тело, частично закрывающее проходное сечение сопла. Каждая полость пневмоцилиндра соединяется трехходовым краном с атмосферой или с источником газового давления, которым является баллон с газом, или газогенераторная шашка, или сама камера сгорания, или ее охлаждающая рубашка. Поршень, шток и центральное тело выполнены полыми, причем поршень имеет на обоих торцах обратные клапаны, направленные в полость поршня, а центральное тело имеет форсунки или сопла. Труба, подающая воздух или газ в заднюю полость пневмоцилиндра, расположена в полости пневмоцилиндра и проходит сквозь поршень. Изобретение позволяет обеспечить упрощение конструкции двигателя с двухпозиционным управлением соплом. 2 ил.

Саморегулирующееся двухрежимное сопло содержит полое центральное тело, расположенное впереди проходного сечения сопла в продольных направляющих. Центральное тело имеет спереди отверстие, а сзади - трубку, выходящую за проходное сечение сопла. В первом варианте внутри центрального тела расположена мембрана или сильфон или подпружиненный поршень, взаимодействующий тягой с двумя защелками. Первая защелка удерживает центральное тело в переднем положении при отсутствии давления в двигателе, а вторая - при наличии рабочего давления в двигателе. Между закрытыми положениями защелок имеется продольный интервал, больший продольного расстояния между защелками. Защелки могут принимать закрытое положение одновременно. Вторая защелка гарантированно открывается при газогенерации, соответствующей маршевому режиму работы двигателя, а первая имеет люфт относительно упомянутой тяги и подпружинена в направлении закрытия. Во втором варианте внутри центрального тела расположена первая защелка, закрепленная и/или подпружинена терморазрушаемым или термодеформируемым элементом и удерживающая центральное тело в переднем положении, а также мембрана, или сильфон, или подпружиненный поршень, взаимодействующий тягой со второй защелкой. Вторая защелка удерживает центральное тело в переднем положении при наличии рабочего давления в двигателе. Между закрытыми положениями защелок имеется продольный интервал, больший продольного расстояния между защелками. Вторая защелка гарантированно открывается при газогенерации, соответствующей маршевому режиму работы двигателя. В третьем варианте внутри центрального тела расположена мембрана, или сильфон, или подпружиненный поршень, взаимодействующий тягой с защелкой, удерживающей центральное тело в переднем положении при наличии рабочего давления в двигателе. Центральное тело удерживается в направляющих терморазрушаемым креплением. Изобретение позволяет повысить импульс двигателя. 3 н. и 11 з.п. ф-лы, 1 ил.

Регулируемый ракетный двигатель твердого топлива содержит камеру сгорания с установленным в ее днище воспламенителем, сопло, узел управления тягой и узел гидрогашения. Камера сгорания включает размещенные в ней заряд твердого топлива и вмонтированный датчик давления, связанный с датчиком обратной связи и бортовой электронной вычислительной машиной. Узел управления тягой содержит исполнительный механизм, на штоке которого установлен датчик перемещения. Узел гидрогашения включает форсунку, датчик расхода, электромагнитный клапан, установленный на напорной линии трубопровода, пневмогидроаккумулятор и датчик давления жидкого хладагента. Заряд твердого топлива выполнен с каналами, заполненными хладагентом, вытесняемым за счет поршней, и соединенными с делителями потока. Узел гидрогашения и камера сгорания связаны при помощи дополнительного отвода и второго управляемого регулятора расхода. Изобретение позволяет осуществить глубокое управление модулем тяги ракетного двигателя за счет рационального формирования поверхности горения и использования части продуктов сгорания в осуществлении процесса гашения топливного заряда. 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании управляемых по величине тяги ракетных двигателей твердого топлива. Управляемый ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус, сопло с исполнительным элементом, установленным с возможностью осевого перемещения относительно сопла в расширяющейся части газового тракта сопла и рулевой привод. Диаметр исполнительного элемента равен минимальному диаметру газового тракта сопла, образуя с указанным диаметром цилиндрическую поверхность минимального проходного сечения сопла. Расширяющаяся часть газового тракта спрофилирована в виде тарельчатого сопла. На торце исполнительного элемента по окружности установлены призматические выступы. Наружная поверхность выступов совпадает с цилиндрической поверхностью исполнительного элемента и контактирует с соплом на участке минимального диаметра его газового тракта. Изобретение позволяет обеспечить полное перекрытие сопла и линейную зависимость расхода через сопло от хода исполнительного элемента, а также увеличить удельный импульс тяги, уменьшить длину сопла и габариты двигателя, уменьшить необходимое усилие рулевого привода, упростить конструкцию и повысить ее надежность. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиационной и ракетной техники и может быть использовано в управляемых летательных аппаратах. Регулируемый ракетный двигатель твердого топлива содержит камеру сгорания, сопло, заряд твердого топлива, датчик давления, вмонтированный в камеру сгорания, бортовую электронную вычислительную машину, узел управления тягой, содержащий исполнительный механизм, и узел гидрогашения. Камера сгорания содержит установленный в ее днище воспламенитель и датчик температуры. Узел гидрогашения содержит форсунку, датчик расхода, электромагнитный клапан, установленный на напорной линии трубопровода, пневмогидроаккумулятор, часть корпуса которого заполнена жидким хладагентом, а другая часть - твердым топливом, и датчик давления жидкого хладагента. На штоке исполнительного механизма узла управления тягой установлен датчик перемещения. Двигатель имеет две подсистемы регулирования. Первая подсистема включает исполнительный механизм узла управления тягой, датчики давления и температуры, вмонтированные в корпус камеры сгорания, и датчик перемещения, установленный на штоке исполнительного механизма узла управления тягой. Все датчики первой подсистемы связаны с бортовой электронной вычислительной машиной. Вторая подсистема регулирования включает пневмогидроаккумулятор узла гидрогашения, а также датчики давления жидкого хладагента и расхода узла гидрогашения. Датчики давления жидкого хладагента и расхода узла гидрогашения связаны с бортовой электронной вычислительной машиной. Изобретение позволяет регулировать величину тяги ракетного двигателя твердого топлива и обеспечить надежное его выключение. 2 ил.

Регулятор расхода сопла содержит подвижное центральное тело, корпус, в котором размещено центральное тело, и узлы крепления регулятора расхода сопла к сопловому блоку. Корпус центрального тела выполнен тонкостенным в виде полого штока со сквозными отверстиями на его боковой поверхности, в задней части и на острие центрального тела, выполненного в форме конуса. К передней части центрального тела жестко прикреплен поршень, герметично размещенный в корпусе регулятора расхода сопла, имеющего форму цилиндрической капсулы. Передний объем корпуса регулятора заполнен жидкостью. В свободном объеме корпуса регулятора размещается шашка, надетая на корпус центрального тела, с низкотемпературным медленно горящим топливным зарядом. К корпусу регулятора жестко прикреплена центральная труба, аксиально входящая в центральное тело, в передней части которой имеется отверстие для редукционного клапана, расположенного на днище корпуса регулятора. Изобретение позволяет обеспечить постоянство давления в сопловом объеме при прогрессивном горении заряда твердого топлива и снизить тепловые нагрузки, воздействующие на корпус регулятора. 4 з.п. ф-лы, 3 ил.