Ракетные двигательные установки, т.е. установки, для работы которых используется горючее и окислитель, управление этими установками: .отличающиеся способами и устройствами для пуска и зажигания – F02K 9/95

При воспламенении заряда твердого топлива зажигают воспламенительный состав, перемещают его продукты сгорания вдоль поверхности заряда, нагревают последнюю и воспламеняют. Зажжение воспламенительного состава осуществляют по частям, в несколько приемов, используя продукты сгорания уже горящей части воспламенительного состава для перемещения и распределения незажженного воспламенительного состава по свободному объему. У поверхности заряда продукты сгорания воспламенительного состава ускоряют и создают область с турбулентным режимом течения. Другое изобретение группы относится к ракетному двигателю, содержащему камеру сгорания, заряд с небронированным сопловым торцом и воспламенитель, размещенный в полости, образованной небронированным сопловым торцом заряда и углублением в сопловом дне напротив электрозапала. Воспламенитель выполнен в виде нескольких пакетов из сгораемого материала с помещенным внутрь воспламенительным составом, размещенных один над другим, и зафиксирован в полости рассекателем. Рассекатель выполнен из эластичного материала и установлен между небронированным сопловым торцом заряда и сопловым дном напротив электрозапала. Полость выполнена сообщающейся с предсопловым объемом кольцевым газоводом, выполненным по внешнему диаметру соплового днища. Группа изобретений позволяет повысить надежность воспламенения зарядов торцевого горения. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. В устройстве для лазерного зажигания газогенератора жидкостного ракетного двигателя, содержащего зоны сжигания и смешения компонентов топлива, содержащем источник электроэнергии, блок накачки с оптическим волокном, по меньшей мере, одну лазерную свечу зажигания с фокусирующей линзой, установленную на форсуночной плите камеры сгорания, имеющей внутреннюю и внешнюю стенки, отличающемся тем, что лазерная свеча зажигания установлена на периферии форсуночной плиты под углом к оси камеры сгорания и выполнена в виде пустотелого стакана, установленного снаружи газогенератора, соединенного металлической втулкой с внутренней полостью газогенератора, внутри стакана установлен, по меньшей мере, один микрочип-лазер, соединенный вакуумной трубкой с фокусирующей линзой на торце, загерметизированной относительно металлической втулки. Угол установки лазерной свечи к огневому днищу составляет от 60 до 80 градусов. Фокусировка лазера может быть выполнена в зоне сжигания компонентов топлива. Внутри каждого стакана установлено средство демпфирования. Средство демпфирования выполнено из материала, имеющего высокую теплопроводность. В качестве средства демпфирования может быть применена металлорезина. Внутри каждого стакана установлен аккумулятор тепла. Аккумулятор тепла выполнен в виде контейнера цилиндрической формы с центральным отверстием, полость которого полностью или частично заполнена теплоаккумулирующим материалом, и установлен концентрично оси стакана. В качестве теплоаккумулирующего материала применен тригидрат ацетата натрия. Фокусирующая линза установлена внутри металлической втулки и углублена в нее относительно внутренней поверхности внутренней стенки огневого днища газогенератора. Величина углубления фокусирующей линзы выполнена такой, что фокусирующая линза установлена внутри стакана, например около его днища. Изобретение обеспечивает повышение надежности устройства зажигания. 10 з.п. ф-лы, 17 ил.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям и может быть использовано для установки на входе в смесительную головку агрегата ЖРД для химического зажигания компонентов топлива. Устройство для химического зажигания компонентов топлива в ЖРД содержит тубус, выполненный цилиндрическим, в который вставлена цилиндрической формы ампула с пусковым горючим, поджатая ввернутым в корпус тубуса отсечным клапаном и состоящая из корпуса, мембранных узлов на входе и выходе, мембраны которых герметично закреплены по периферии корпуса ампулы с возможностью разрыва их рабочей средой, при этом на входе в тубус установлен профилированный переходник, уменьшающий пустотный объем с воздухом на входе в ампулу до минимального; корпус тубуса своим выходом установлен через угольник непосредственно на головке газогенератора; тубус установлен и закреплен на газогенераторе в положении, близком к вертикальному; между пусковой ампулой, отсечным клапаном и тубусом совместно с резиновыми уплотнительными кольцами установлены поддерживающие кольца из фторопласта; по периферии на входе в ампулу и в корпусе тубуса выполнены дренажные отверстия, а на корпусе тубуса приварены угольники для подсоединения дренажных трубопроводов; в ампуле с пусковым горючим перегородки с заправочным и сливным устройствами разнесены по длине ампулы и выполнены с минимальными осевыми габаритными размерами и площадью проходных сечений, при этом заправочное устройство установлено на границе зон пускового горючего и подушки инертного газа; в ампуле с пусковым горючим мембранные узлы выполнены с минимальными осевыми габаритными размерами, при этом в хвостовиках поршней установлены спиральные пружины с отогнутыми стопорными кольцами. Изобретение обеспечивает уменьшение времени, улучшение условий и повышение надежности зажигания топливных компонентов ЖРД, а также обеспечение многократности применения устройства. 6 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано в конструкции ракетных двигателей твердого топлива, преимущественно для воспламенителя многошашечного заряда всестороннего горения. Устройство воспламенения заряда твердотопливного ракетного двигателя содержит перфорированный стакан с установленным внутри футляром, заполненным пиротехническим составом, и газоподводную трубку с пиропатроном. Стакан установлен соосно газоподводной трубке и закрыт крышкой с образованием между торцем футляра и стенкой крышки внутренней полости, которая через форсажный канал связана с газоподводной трубкой. На внешней поверхности крышки выполнен кольцевой отражатель, между стенкой которого и торцем футляра в боковой стенке крышки выполнены сквозные каналы, соединяющие внутреннюю полость с объемом камеры сгорания твердотопливного ракетного двигателя. Изобретение позволяет повысить надежность зажжения заряда твердотопливного ракетного двигателя. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

При получении многослойной ленты для тепловыделяющего элемента перемешивают порошки исходных компонентов экзотермической смеси и активируют указанную смесь в механоактиваторе в течение 4,5-10 минут при центробежном ускорении движения шаров от 30 до 90 g и соотношении массы смеси к массе шаров 1:20-40. Формуют активированную смесь в виде однослойной ленты путем прокатки смеси через валки с линейной скоростью вращения валков не более 200 мм/мин. Затем склеивают однослойную ленту в многослойную, преимущественно в виде 2-3-х слоев. Изобретение позволяет упростить способ получения многослойной ленты тепловыделяющего элемента. 9 з.п. ф-лы, 1 табл., 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива с зарядом, имеющим глухой канал. Ракетный двигатель содержит корпус, заряд с глухим каналом, частично утопленное в корпус сопло и кольцевой воспламенитель. Сопло снабжено стыковочным шпангоутом и имеет силовую арматуру с теплозащитным покрытием, причем утопленная часть сопла снабжена теплозащитным воротником. Корпус кольцевого воспламенителя закреплен на утопленной части сопла и имеет расходные отверстия, часть которых направлена в сторону глухого канала заряда и выполнена со стороны торца корпуса кольцевого воспламенителя. Внешняя поверхность утопленной части сопла выполнена цилиндрической. Теплозащитное покрытие силовой арматуры по толщине полностью или частично образует корпус кольцевого воспламенителя, установленный с упором в стыковочный шпангоут и сопряженный с утопленной частью сопла по цилиндрической поверхности. Теплозащитный воротник сопряжен с торцом корпуса кольцевого воспламенителя. Изобретение позволяет снизить массу конструкции и габариты ракетного двигателя. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к ракетным двигательным установкам на криогенном топливе. Система запуска относится к жидкостному ракетному двигателю, включающему в себя криогенный топливный бак (1), турбонасосные агрегаты (ТНА) (2, 6), газогенератор (7), сообщенный с турбиной (18) ТНА (6), камеру сгорания (19) и сопло (20). Система снабжена баллонами (3) высокого давления с клапаном зарядки (17). В нее введен расходный трубопровод (14), сообщенный входом с баком (1), а выходом - с рубашками (8, 9) камеры сгорания и сопла. Введен также трубопровод (5) для подачи газообразного криогенного топлива из рубашки (9) сопла к турбине ТНА (2) блока подачи криогенного топлива и в газогенератор (7). Трубопровод (5) через пусковой клапан (16) сообщен с баллонами (3). Система снабжена также трубопроводом (21) подпитки с клапаном (15), сообщающим рубашку (8) камеры сгорания с баллонами (3). Система обеспечивает как запуск ракетного двигателя, так и подзарядку баллонов (3) - через трубопровод (21) - паром криогенного топлива из рубашки (8). Специальных средств охлаждения внутренней стенки сопла (20) не требуется. Техническим результатом изобретения является снижение массы криогенной двигательной установки космического объекта (~10%). 1 ил.

Изобретение относится к ракетному двигателестроению и может быть использовано при разработке форсуночных головок камер сгорания жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), содержащих систему воспламенения. Способ подачи пускового горючего в ЖРД заключается в подаче пускового горючего в камеру двигателя при пуске через канал подачи пускового горючего. В выходной части канала подачи пускового горючего устанавливают с возможностью осевого перемещения дополнительную полую подпружиненную втулку, в которой на входной части канала выполняют уплотнительную поверхность. При подаче пускового горючего втулку перемещают при помощи пускового горючего по направлению к огневому днищу смесительной головки до взаимодействия выходной частью втулки с ответной профилированной поверхностью на внутренней поверхности огневого днища. После запуска двигателя втулку перемещают от огневого днища горючим до взаимодействия уплотнительной поверхности входной части канала втулки с ответным уплотнительным элементом, перекрывая канал подачи пускового горючего. Уплотнительный элемент располагают в канале пускового горючего. Изобретение обеспечивает повышение надежности и эффективности системы воспламенения. 4 ил.

Изобретение относится к ракетному двигателестроению и может быть использовано при разработке форсуночных головок камер сгорания жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), содержащих систему воспламенения. ЖРД, содержащий регенеративно охлаждаемую кольцевую камеру с тарельчатым соплом внешнего расширения, профилированным центральным телом и кольцевым критическим сечением. Смесительная головка включает корпус, блок подачи окислителя, блок подачи горючего, огневое днище, канал подачи пускового горючего с выходной частью в виде полой профилированной втулки. Форсунки установлены в указанных блоках смесительной головки по концентрическим окружностям и соединяют полости блоков с полостью камеры сгорания. В выходной части канала подачи пускового горючего коаксиально установлена с возможностью осевого перемещения дополнительная полая подпружиненная втулка, на входной части канала которой выполнена уплотнительная поверхность. В одном положении указанная дополнительная втулка взаимодействует выходной частью с ответной профилированной поверхностью на внутренней поверхности огневого днища, в другом - взаимодействует входной уплотнительной поверхностью с ответным уплотнительным элементом, расположенным в упомянутом канале пускового горючего. Изобретение обеспечивает повышение надежности и эффективности работы системы воспламенения ЖРД. 5 ил.

Изобретение относится к ракетному двигателестроению и может быть использовано при разработке форсуночных головок камер сгорания жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), содержащих систему воспламенения. Камера содержит смесительную головку, включающую корпус, блок подачи окислителя, блок подачи горючего, огневое днище, канал подачи пускового горючего с выходной частью в виде полой профилированной втулки. Форсунки установлены в указанных блоках смесительной головки по концентрическим окружностям и соединяют полости блоков с полостью камеры сгорания. В выходной части канала подачи пускового горючего коаксиально установлена с возможностью осевого перемещения дополнительная полая подпружиненная втулка, на входной части канала которой выполнена уплотнительная поверхность. В одном положении указанная дополнительная втулка взаимодействует выходной частью с ответной профилированной поверхностью на внутренней поверхности огневого днища, в другом - взаимодействует входной уплотнительной поверхностью с ответным уплотнительным элементом, расположенным в упомянутом канале пускового горючего. Изобретение обеспечивает повышение надежности и эффективности системы воспламенения. 5 ил.

Изобретение относится к ракетному двигателестроению и может быть использовано при разработке форсуночных головок камер сгорания жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), содержащих систему воспламенения. Смесительная головка камеры ЖРД содержит корпус, блок подачи окислителя, блок подачи горючего, огневое днище, канал подачи пускового горючего с выходной частью в виде полой профилированной втулки. Форсунки установлены в указанных блоках смесительной головки по концентрическим окружностям и соединяют полости блоков с полостью камеры сгорания. В выходной части канала подачи пускового горючего коаксиально установлена с возможностью осевого перемещения дополнительная полая подпружиненная втулка, на входной части канала которой выполнена уплотнительная поверхность. В одном положении указанная дополнительная втулка взаимодействует выходной частью с ответной профилированной поверхностью на внутренней поверхности огневого днища, в другом - взаимодействует входной уплотнительной поверхностью с ответным уплотнительным элементом, расположенным в упомянутом канале пускового горючего. Изобретение обеспечивает повышение надежности и эффективности работы системы воспламенения. 4 ил.

Изобретение относится к ракетному двигателестроению и может быть использовано при разработке форсуночных головок камер сгорания жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), содержащих систему воспламенения. ЖРД содержит газогенератор, турбонасосный агрегат, регенеративно охлаждаемую камеру со смесительной головкой, включающей корпус, блок подачи окислителя, блок подачи горючего, огневое днище, канал подачи пускового горючего с выходной частью в виде полой профилированной втулки. Форсунки установлены в блоках смесительной головки по концентрическим окружностям и соединяют полости блоков с полостью камеры сгорания. В выходной части канала подачи пускового горючего коаксиально установлена с возможностью осевого перемещения дополнительная полая подпружиненная втулка, на входной части канала которой выполнена уплотнительная поверхность. В одном положении указанная дополнительная втулка взаимодействует выходной частью с ответной профилированной поверхностью на внутренней поверхности огневого днища, в другом - взаимодействует входной уплотнительной поверхностью с ответным уплотнительным элементом, расположенным в канале пускового горючего. Изобретение обеспечивает повышение надежности и эффективности работы системы воспламенения. 5 ил.

Система запуска ракетного двигателя твердого топлива содержит пиропатроны в крышке корпуса, форсажную трубку, воспламенитель и узел его крепления. Узел крепления воспламенителя содержит стакан, кольцо и продольные винты, проходящие через кольцо и стенки стакана и вворачиваемые в резьбовые гнезда на крышке. Открытый торец стакана контактирует с воспламенителем, а кольцо прижимает фланец воспламенителя к открытому торцу стакана. Форсажная трубка проходит через равное ей по диаметру осевое отверстие в дне стакана. Заборник давления ракетного двигателя твердого топлива выполнен вокруг форсажной трубки системы запуска и содержит находящиеся в крышке корпуса ракетного двигателя гнезда системы телеметрических измерений с каналами, газосвязанными с внутренней полостью корпуса ракетного двигателя твердого топлива, и экран, прикрывающий каналы и образующий дно стакана системы запуска. Со стороны наружной поверхности дна стакана выполнены кольцевые перфорированные выступы, делящие объем между стаканом и теплозащитным покрытием на несколько коаксиальных коллекторов. В теплозащитном покрытии между винтами крепления воспламенителя выполнены пазы. Изобретения позволяют снизить массу и габариты системы запуска и заборника давления, а также повысить надежность и упростить технологию изготовления. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Способ работы камеры ракетного двигателя малой тяги включает подачу расхода горючего и большей части расхода окислителя в область основного горения, подачу меньшей части расхода окислителя в область начального воспламенения, воспламенение топливной смеси в области начального воспламенения с последующим воспламенением топливной смеси в области основного горения, при этом весь расход горючего подают в область основного горения, из которой малую часть расхода горючего подают в область начального воспламенения, при этом окислитель подают не раньше горючего. Изобретение обеспечивает повышение надежности экономичного многократного запуска РДМТ в сочетании с простотой и малой массой конструкции камеры. 1 ил.

При запуске пиротехнических устройств объекта передают сигнал от полесоздающего устройства, размещенного вне объекта, через полевоспринимающее устройство на объекте на электровоспламенители пиротехнических устройств. Пиротехнические устройства размещают на объекте в виде ракетного поезда, а полесоздающее устройство устанавливают на заданном участке рельсовой направляющей. Первую группу пиротехнических устройств, предназначенных для запуска последней ступени ракетного поезда, выполняют с возможностью срабатывания через первый промежуток времени после достижения ракетным поездом установленной скорости движения. Вторую группу пиротехнических устройств, используемых для отделения объекта испытания, выполняют с возможностью срабатывания при поступлении сигнала от полевоспринимающего устройства через второй промежуток времени, меньший первого, после достижения ракетным поездом установленной скорости движения. Устройство запуска пиротехнических устройств объекта содержит полесоздающее устройство, установленное вне объекта, и полевоспринимающее устройство, электрически связанное по крайней мере с одним из электровоспламенителей одного из пиротехнических устройств и расположенное внутри указанного объекта, размещенные в объекте датчик перегрузок, интегратор, компаратор, первую, вторую и третью схемы совпадения «И», первый и второй формирователи длительности, первый и второй выходные ключи, времязадающее устройство, схему совпадения «ИЛИ», формирователь импульса запуска. Изобретения позволяют повысить надежность и безопасность срабатывания пиротехнических устройств, а также повысить точность запуска ступеней ракетного поезда и катапультирования объекта испытания. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при изготовлении заряда твердого ракетного топлива к ракетному двигателю или газогенератору. Воспламенитель заряда твердого ракетного топлива выполнен в виде навески воспламенительного состава, размещенной в корпусе из полимерной пленки. В дне корпуса воспламенителя выполнено углубление, при этом толщина стенки углубления по периметру углубления составляет от 0,5 до 0,8 толщины стенки корпуса воспламенителя по основному периметру. Высота углубления составляет от более 0,2 до менее 0,5 высоты корпуса воспламенителя. В качестве полимерной пленки используют саженаполненный полиэтилен низкого давления. Изобретение позволяет повысить надежность зажжения воспламенителя. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к зарядам твердого ракетного топлива с воспламенителем для стартового двигателя малогабаритной ракеты. Заряд выполнен из баллиститного твердого ракетного топлива, а воспламенитель содержит навеску дымного ружейного пороха и электрозапал. Заряд представляет собой моноблок с центральным каналом, выполненный в форме двух концентрично расположенных цилиндрических оболочек толщиной 2,6-3,0 мм, имеющих на внутренней и внешней поверхностях одинаковые осевые ребра такой же толщины. Число внешних ребер вдвое превышает число внутренних, а впадины между внутренними ребрами лежат на одном радиусе с каждой второй впадиной между внешними ребрами и имеют радиусы округления основания, равные радиусам скругления вершин внешних впадин. Воспламенитель размещен в канале заряда и содержит корпус с четырьмя отверстиями на боковой поверхности, установленную на внутренней поверхности корпуса защитную мембрану из алюминиевой фольги и втулку, установленную в корпусе для герметизации пороховой навески и размещения электрозапала. Параметры заряда и воспламенителя связаны соотношениями защищаемыми настоящим изобретением. Изобретение позволяет снизить негативное воздействие продуктов сгорания на стрелка при обеспечении стабильности эксплуатационных характеристик заряда. 2 ил., 2 табл.

Изобретений относится к ракетно-космической технике и может быть использована для камер жидкостных ракетных двигателей и газогенераторов многократного запуска, использующих как жидкие, так и газообразные ракетные топлива. Камера жидкостного ракетного двигателя или газогенератора с лазерным устройством воспламенения компонентов содержит камеру сгорания с соплом, смесительную головку с каналами подвода компонентов и лазерное устройство воспламенения компонентов топлива, состоящее из малогабаритного источника лазерного излучения с узлом ввода и фокусировки. При этом узел ввода и фокусировки излучения выполнен таким образом, что он обеспечивает фокусировку лазерного излучения на элемент внутренней поверхности камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя или газогенератора или в ее объем. Узел может быть герметично установлен непосредственно на смесительную головку или на боковую поверхность камеры сгорания. Кроме того, устройство снабжено дополнительно, по крайней мере, одним малогабаритным источником лазерного излучения с узлом ввода и фокусировки, а также мишенью, устанавливаемой в камере сгорания в области фокусировки лазерного излучения. Способ запуска камеры жидкостного ракетного двигателя или газогенератора с лазерным устройством воспламенения компонентов топлива основан на подаче компонентов топлива и воспламенении топливной смеси путем подачи лазерного излучения и его фокусировки в область оптического пробоя, при этом весь расход окислителя и горючего подают непосредственно в зону горения, где осуществляют их воспламенение при соотношении компонентов, достаточном для воспламенения топливной смеси. Изобретение обеспечивает повышение надежности многократного воспламенения топлива в камере жидкостного ракетного двигателя или газогенератора, снижение массогабаритных характеристик системы зажигания, снижение массогабаритных характеристик жидкостного ракетного двигателя или газогенератора. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к ракетным двигателям, работающим на жидком топливе, предназначенным преимущественно для первых ступеней ракет. Жидкостно-ракетный двигатель, содержащий систему управления с бортовым компьютером и источником электроэнергии, газогенератор, соединенный газоводом с камерой сгорания, и турбонасосный агрегат, содержащий, в свою очередь, насосы окислителя, горючего и пусковую турбину, а также баллон воздуха, подсоединенный трубопроводом высокого давления через клапан к пусковой турбине, и запальные устройства на камере сгорания и газогенераторе, согласно изобретению на камере сгорания и газогенераторе установлено, по меньшей мере по две группы запальных устройств, причем число групп на камере сгорания и на газогенераторе одинаковое, в системе управления выполнены коммутаторы, число которых соответствует числу групп запальных устройств, соединенные электрическими связями с одной стороны с бортовым компьютером, а с другой стороны с группами запальных устройств, к пусковой турбине через быстроразъемное соединение и обратный клапан внешним трубопроводом, содержащим внешний клапан присоединен как минимум один внешний баллон воздуха высокого давления. Жидкостно-ракетный двигатель может содержать как минимум один дополнительный баллон воздуха высокого давления, соединенный дополнительно трубопроводом высокого давления с пусковой турбиной. Жидкостно-ракетный двигатель может содержать центральный шарнир, выполненный на газоводе на оси камеры сгорания. Жидкостно-ракетный двигатель может содержать центральный шарнир, выполненный цилиндрическим. Центральный шарнир может быть выполнен сферическим. ЖРД может содержать приемник системы ГЛОНАСС, соединенный электрической связью с бортовым компьютером. Жидкостно-ракетный двигатель может содержать приемно-передающее устройство, соединенное электрической связью с бортовым компьютером. Жидкостно-ракетный двигатель может содержать датчик числа оборотов вала ТНА, соединенный электрической связью с бортовым компьютером. Изобретение обеспечивает многократность запуска ЖРД. 7 з.п. ф-лы, 5 ил.

Заряд стартового ракетного двигателя реактивной гранаты содержит пучок тонкостенных пороховых трубок, скрепленных с передним дном двигателя, и расположенную в канале порохового пучка металлическую перфорированную трубку с размещенным внутри нее электрозапалом. Перфорированная трубка заполнена воспламенительным составом, состоящим из двух равных частей в виде мелкой и крупной фракции порохов одинаковой или разной природы, расположенных последовательно по длине внутри воспламенительной трубки и разделенных стационарной газопроницаемой перегородкой. Электрозапал размещен у переднего дна двигателя в центре группирования отверстий перфорации трубки. Изобретение позволяет увеличить начальную скорость реактивной гранаты, повысить стабильность баллистических характеристик заряда, а также снизить температурный перепад начальных скоростей. 2 з.п. ф-лы, 4 ил., 1 табл.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для многократного запуска ракетных двигателей (РД), использующих как жидкие, так и газообразные ракетные топлива в условиях их эксплуатации на ракетах, космических аппаратах и орбитальных пилотируемых космических станциях, при отработке двигателей в стендовых условиях. В первом предлагаемом варианте лазерное устройство воспламенения компонентов топлива в КС РД содержит корпус с газоводом - каналом транспортировки продуктов сгорания компонентов топлива в КС, узлы подачи компонентов топлива, реакционную полость, лазерную свечу для подачи лазерной энергии в реакционную полость, установленную в корпусе устройства несоосно газоводу, при этом реакционная полость расположена в газоводе, а лазерная энергия фокусируется на стенку газовода или в его объем. Второй вариант отличается от первого тем, что часть одного из компонентов топлива подается на охлаждение газовода и выбрасывается в камеру сгорания. Изобретение обеспечивает надежное воспламенение ракетных топлив в камерах сгорания ракетных двигателей и снижение электромагнитных помех в натурных условиях эксплуатации двигателей. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Воспламенительное устройство заряда ракетного двигателя твердого топлива содержит цилиндрический корпус с радиальными отверстиями, размещенную внутри него основную навеску воспламенительного состава, первичный воспламенительный состав, крышку с электровоспламенителем, навернутую на торец корпуса, и уплотнительные мембраны. На торце корпуса, противоположном крышке, соосно выполнена цилиндрическая направляющая, на которой базируется дополнительно введенная подвижная часть воспламенительного устройства. Подвижная часть выполнена в виде полого цилиндрического стакана с радиальными отверстиями и размещенной внутри него дополнительной навеской воспламенительного состава, перекрытого уплотнительной крышкой с отверстием. Изобретение позволяет обеспечить равномерный прогрев и воспламенение разветвленной поверхности горения топливного элемента большого удлинения. 1 ил.

Малогабаритный твердотопливный двигатель содержит корпус с зарядом, у торца которого на решетке установлен воспламенитель с пиротехническим составом в тонкостенной герметичной оболочке и закрепленный в крышке корпуса пиропатрон с форсажной трубкой, срез которой отстоит от оболочки воспламенителя. В оболочке воспламенителя со стороны форсажной трубки выполнено соосное форсажной трубке цилиндрическое углубление со следующими соотношениями высоты углубления h и диаметра углубления D от внутреннего диаметра форсажной трубки d: d h 2d и 3d D 5d. Изобретение позволяет повысить надежность срабатывания воспламенителя. 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 включает корпус с размещенным в нем канальным зарядом всестороннего горения, пленочный воспламенитель, пиропатрон, установленный в передней крышке двигателя, и мембрану-рассекатель. Пленочный воспламенитель установлен между пиропатроном и мембраной-рассекателем, а в мембране-рассекателе выполнены периферийные отверстия, ориентированные в зазор между корпусом двигателя и наружной поверхностью заряда. Пленочный воспламенитель плотно скреплен клеющей композицией на основе термоэластопласта и инденкумароновой смолы, с мембраной-рассекателем. По оси пиропатрона в мембране-рассекателе выполнено центральное дросселирующее отверстие, диаметр которого 0,3 0,5 диаметра струи - форса продуктов сгорания пиропатрона. Изобретение позволяет повысить надежность воспламенения заряда твердого ракетного топлива. 3 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к системам зажигания ракетных двигателей. Система впрыска и зажигания для ракетного двигателя, включает в себя первый и второй инжекционные элементы, и узел возбудителя разряда. Первый инжекционный элемент имеет проводящий слой, электрически соединенный с возбудителем разряда, и непроводящий слой, расположенный на внешней части проводящего слоя. Второй инжекционный элемент содержит проводящий материал и имеет проходящее сквозь него отверстие, сообщающееся по текучей среде с камерой сгорания. Конец первого инжекционного элемента расположен у отверстия во втором инжекционном элементе или вблизи от этого отверстия. Возбудитель разряда может создавать электрическую дугу между электропроводным слоем первого инжекционного элемента и вторым инжекционным элементом. Предложен вариант выполнения системы впрыска, а также ракетный двигатель малой тяги. Изобретение обеспечивает повышение надежности впрыска воспламенения негипергольного ракетного топлива. 3 н. и 17 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к разработке воспламенителей для зарядов к ракетным двигателям твердого топлива. Воспламенитель содержит корпус из термопластичной пленки из саженаполненного полиэтилена с равномерной усадкой в продольном и поперечном направлениях в виде чашеобразного тела вращения с отбортовкой и размещенную в нем навеску воспламенительного состава, а также крышку, скрепленную с корпусом по отбортовке. Крышка выполнена из металла и скреплена с корпусом клеем на основе термоэластопласта и инденкумароновой смолы, при этом по периферии крышки равномерно выполнены вырезы. Глубина вырезов, диаметр по глубине вырезов и диаметр крышки определяются соотношениями, защищаемыми настоящим изобретением. Изобретение позволяет повысить надежность воспламенителя твердотопливного заряда ракетного двигателя. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании двигательной установки, состоящей из маршевого и стартового ракетных двигателей твердого топлива. Двигательная установка содержит стартовый ракетный двигатель, размещенный в раструбе сопла маршевого ракетного двигателя, узел герметизации сопла маршевого ракетного двигателя и систему наддува маршевого ракетного двигателя. В сопло маршевого ракетного двигателя установлен стакан, имеющий отверстие в своем донышке, через которое проходит поршень, связанный со стартовым ракетным двигателем. Цилиндрическая стенка стакана взаимодействует с кулачками, одновременно контактирующими с блокиратором, выполненным на стартовом ракетном двигателе, и либо с направляющим цилиндром, зафиксированным в сопле маршевого ракетного двигателя, либо непосредственно с соплом маршевого ракетного двигателя. Изобретение позволяет повысить надежность двигательной установки с отделяемым стартовым ракетным двигателем твердого топлива. 9 з.п. ф-лы, 6 ил.

Система запуска ракетного двигателя твердого топлива содержит пиропатроны, установленные в корпус ракетного двигателя, воспламенитель и форсажную трубку с резьбой для крепления воспламенителя. Воспламенитель установлен на резьбе форсажной трубки посредством донышка, имеющего сопрягаемый с указанной резьбой штуцер. Снаружи форсажной трубки установлена втулка, часть внутреннего канала которой выполнена с диаметром, превышающим наружный диаметр штуцера. Другое изобретение группы относится к заборнику давления ракетного двигателя твердого топлива, содержащему находящиеся в корпусе ракетного двигателя гнезда системы телеметрических измерений с каналами, газосвязанными с внутренней полостью корпуса ракетного двигателя, и экран, прикрывающий эти каналы. Корпус ракетного двигателя и торец втулки снабжены ступенькой, обеспечивающей зазор между корпусом ракетного двигателя и втулкой. Экран выполнен в виде установленного соосно втулке полого цилиндра, закрывающего зазор. Зазор совместно с экраном формирует кольцевой коллектор, в который выходят каналы системы телеметрических измерений. Изобретения позволяют повысить надежность системы запуска и заборника давления ракетного двигателя твердого топлива, упростить технологию их изготовления, а также снизить массу и габариты. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 5 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 ракетной технике, более конкретно к воспламенительным устройствам твердых ракетных топлив и способам воспламенения для малых модельных установок и стендовых испытаний. Устройство воспламенения образца твердого ракетного топлива включает корпус, в котором размещен заряд воспламенительного состава, а также расходные отверстия. Расходные отверстия расположены в волноводной втулке. Корпус и заряд воспламенительного состава пристыкованы снаружи к втулке поджимной гайкой и расположены снаружи вокруг расходных отверстий вне высокотемпературной зоны измерительного тракта скорости горения основного заряда во втулке. Внутри воспламенительного состава расположена накаливаемая металлическая проволока электрозапала. Способ воспламенения образца твердого ракетного топлива, с использованием указанного выше устройства, включает срабатывание заряда воспламенительного состава. Накаливаемой металлической проволокой электрозапала, расположенной внутри заряда воспламенительного состава, осуществляют одновременное воспламенение всего заряда воспламенительного состава в районе расходных отверстий. Затем производят подачу продуктов сгорания воспламенительного состава через расходные отверстия к воспламеняемой поверхности образца и осуществляют воспламенение поверхности образца. При воспламенении образца формируют застойную зону в области воспламеняемой поверхности. Изобретения позволяют повысить точность измерения скорости горения образца твердого ракетного топлива. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 4 ил.