Тематика, не предусмотренная в других группах данного подкласса – F02K 99/00

Конический ракетный двигатель бессоплового бескорпусного типа содержит шашку твердого топлива с одним или несколькими каналами на всю длину шашки, заполненными более быстро горящим топливом, чем основное топливо, или же шашка имеет несколько параллельных каналов, причем часть из них обрываются от поверхности шашки на расстоянии, равном или большем половине расстояния между соседними каналами. В случае если каналов в шашке несколько, они расположены в шашке параллельно или в направлении вершины конуса. В другом варианте выполнения ракетного двигателя по всей длине или в задней части шашки каналы на периферии выполняют наклонными, причем скорость горения лидер-топлива, либо лидер-топлива и основного топлива уменьшается. В задней части двигателя выполнено центральное конусное углубление, на котором выполняется еще несколько конусных углублений со своими лидер-зарядами, обрывающимися на заданном расстоянии от заднего конца двигателя. Кроме того, в передней части двигателя с одним центральным каналом может быть выполнено еще несколько параллельных или сходящихся каналов, заполненных более быстро горящим топливом, чем основное топливо, причем соотношение длины отдельного периферийного канала и скорости горения в нем таково, что заряды во всех каналах сгорают у переднего торца двигателя одновременно, и скорости горения топлива во всех каналах таковы, что газопроизводительность двигателя на единицу площади среза сопла остается постоянной. В других вариантах выполнения передняя боковая часть двигателя выполнена в виде одного или нескольких конусных слоев и сделана из основного топлива с большей скоростью горения, а изначально выполненная на заднем торце двигателя коническая выемка занимает не всю поверхность заднего торца. Кроме того, скорость горения основного топлива может непрерывно или слоями уменьшаться на периферии. При вертикальном старте конического ракетного двигателя задним торцом, имеющим на части своей поверхности коническую выемку, двигатель устанавливают на горизонтальную поверхность, имеющую эластичное покрытие и отверстие в центре. До старта двигатель удерживается в вертикальном положении эластичными присосками, расположенными по его внешней поверхности. Группа изобретений позволяет исключить необходимость разделения двигателя на ступени за счет отсутствия корпуса и сопла, а также обеспечить изменение тяги при работе двигателя. 11 н. и 9 з.п. ф-лы, 2 ил.

Ракетный двигатель включает жидкое или твердое ракетное топливо, в котором окислитель и/или горючее содержит связанный азот, а также мелкодисперсный или связанный бор, причем количество атомов бора и азота 1:1 с отклонением ±20%. Ракетное топливо имеет избыток горючего по отношению к окислителю. Изобретение позволяет повысить тепловыделение топлива. 8 з.п. ф-лы.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в качестве корректирующей двигательной установки космического аппарата. Жидкостно-газовый реактивный двигатель (ЖГРД) содержит бак, заполненный жидким рабочим телом - водой, с выходным отверстием в крышке, камеру и реактивное сопло. В камере жидкостно-газового реактивного двигателя установлен на выходе из бака разделитель фаз рабочего тела, после которого установлен регулировочный клапан с пружиной и электромагнитом. В ЖГРД камера снабжена устройством подогрева рабочего тела в области, прилегающей к выходному отверстию бака. Жидкостно-газовый реактивный двигатель создает реактивную тягу за счет истечения паров воды, которые образуются за счет процесса парообразования газа из жидкой фазы. Изобретение обеспечивает регулирование тяги, снижение энергопотребления двигателя и применение экологически чистого рабочего тела. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Устройство для подачи пылеобразного рабочего тела в электроракетный двигатель относится к области электрических ракетных двигателей (ЭРД), в которых используют пыль в качестве рабочего тела для создания тяги. В устройстве для подачи пылеобразного рабочего тела в электроракетный двигатель пылеобразное рабочее тело хранится в одном или большем числе капсул, размещенных в магазине, имеется механизм для перемещения пылеобразного рабочего тела, который выполнен таким образом, что он имеет возможность вынимать капсулу из ячейки магазина и задвигать капсулу в ускоряющее пространство ЭРД и выдвигать капсулу обратно из ускоряющего пространства ЭРД. При этом капсула для хранения пылеобразного рабочего тела имеет обечайку из диэлектрического материала, донышко и быстросъемную крышку, которая имеет возможность сбрасываться вблизи первого, по ходу перемещения пылеобразного рабочего тела, ускоряющего электрода электроракетного двигателя. Изобретение позволяет исключить непосредственный контакт и трение механизмов с пылеобразным рабочим телом, регулировать подачу пылеобразного рабочего тела в ЭРД, а также уменьшить размеры ЭРД с пылеобразным рабочим телом. 8 з.п. ф-лы, 10 ил.

Микроэлектромеханический ракетный двигатель предназначен для использования в составе космических разгонных блоков, наноспутников. Микроэлетромеханический ракетный двигатель выполнен в виде структуры из полупроводниковых кристаллов кремния, расположенных один над другим, в одном из которых выполнена камера сгорания с топливным элементом, и содержит блок поджига топлива с металлическими проводниками. Камера сгорания с топливным элементом выполнена в виде нанокристаллического пористого кремния глубиной не более 60 мкм, поры которого насыщены водородом и допированным нитратом калия. Во второй пластине выполнено сопло, расположенное симметрично нанокристаллическому пористому кремнию и сочленное с ним через металлические проводники. Изобретение направлено на упрощение и удешевление процесса изготовления двигателя, обеспечение высокой надежности двигателя по сопутствующим работе двигателя температурам, механическим нагрузкам, режиму работы двигателя и обеспечение нормальной газодинамической функции за счет предлагаемой конструкции и топлива. 1 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в двигательных и энергетических установках перспективных средств межорбитальной транспортировки, предназначенных для доставки космических аппаратов на различные высокоэнергетические орбиты и отлетные от Земли траектории. В двух вариантах безнасосного криогенного жидкостного ракетного двигателя, в составе которых содержатся камера двигателя с камерой сгорания и рубашкой охлаждения, баки с жидкими горючим и окислителем, системы подачи топлива, для подачи каждого компонента топлива из бака в камеру двигателя используют пару параллельно подключенных промежуточных баллонов с запорными устройствами на входе и выходе, внутри промежуточных баллонов имеется мерная емкость с расширительным соплом и теплообменником, а полости промежуточных баллонов через запорные устройства соединены с устройством эффективного сброса газообразных остатков. В первом варианте двигателя выходы промежуточных баллонов горючего соединены через регулятор давления с входом в рубашку охлаждения камеры двигателя, а выходы промежуточных баллонов окислителя соединены через регулятор давления с входом в камеру сгорания двигателя, кроме этого входы теплообменников промежуточных баллонов через запорные устройства подсоединены к выходу рубашки охлаждения камеры двигателя, а выходы теплообменников соединены с входом горючего в камеру сгорания двигателя. Во втором варианте рубашка охлаждения камеры двигателя разделена на секцию охлаждения горючим и секцию охлаждения окислителем, при этом выходы промежуточных баллонов горючего и окислителя соединены через регуляторы давления с входами секций рубашки охлаждения камеры двигателя горючим и окислителем соответственно, кроме этого входы теплообменников промежуточных баллонов горючего и окислителя через запорные устройства присоединены к выходам соответствующих секций охлаждения камеры двигателя, а выходы теплообменников промежуточных баллонов горючего и окислителя соединены с соответствующими входами этих компонентов в камеру сгорания двигателя. Изобретение обеспечивает создание надежного и экологически чистого криогенного ЖРД с вытеснительной системой подачи топлива, обладающего повышенной эффективностью и расширенной областью применения и имеющего пониженные габариты и массу при более высокой надежности запуска в условиях невесомости, повышенные равномерность и экономичность расхода топлива, упрощенные режимы работы, пониженную стоимость разработки и изготовления двигателя. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к двигателям, используемым в составе имитаторов боевых средств тренажеров для обучения и тренировки операторов переносных зенитных ракетных комплексов. Стартовый двигатель имитатора боевого средства переносного зенитного ракетного комплекса содержит камеру, сопловой блок и контактную связь. На передней части двигателя по продольной оси закреплена цанга, ориентированная захватами вперед, а в камере размещены электровоспламенитель, воспламенитель и заряд штатного стартового двигателя боевого средства переносного зенитного ракетного комплекса. Изобретение позволяет повысить функциональность тренажерного комплекса, а также осуществлять полноценную психофизическую подготовку операторов к работе с боевыми средствами переносных зенитных ракетных комплексов. 1 ил.

Ракетный двигатель содержит камеру сгорания, в которую под давлением подается смесь борана и фосфина, или раствор борана и фосфина, или эмульсия борана и фосфина. В камеру сгорания подается диборана 28,92+-10% и фосфина 71,08+-10%. Другое изобретение группы относится к ракетному двигателю на жидком или твердом ракетном топливе, содержащему камеру сгорания или корпус с соплом. В камеру сгорания или в корпус ракетного двигателя дополнительно подается выхлоп двигателя, работающего на диборане или тетраборане и фосфине. Группа изобретений позволяет повысить удельный импульс ракетного двигателя. 2 н. и 4 з.п. ф-лы.

Изобретений относится к ракетной технике и может быть использовано преимущественно в ракетах-носителях для межзвездных полетов. В звездолете с ядерной силовой установкой, содержащем центральный модуль первой ступени с боковыми модулями первой ступени и центральный блок второй ступени с боковыми модулями второй ступени, боковые модули соединены с центральными соединительными штангами, имеющими возможность расстыковки, при этом все модули имеют корпус, баки водорода внутри корпусов, и, по меньшей мере, по одному ракетному двигателю в каждом центральном модуле и системы перелива водорода из боковых модулей в центральный, при этом он содержит установленные в центральных модулях ядерные реакторы, соединенные трубопроводами циркуляции теплоносителя с ракетными двигателями боковых модулей. К боковым модулям присоединены дополнительные боковые модули, содержащие корпуса, баки окислителя, горючего и жидкостно-ракетные двигатели. Может быть применено четное число боковых модулей первой ступени, а блоки сопел крена первой ступени могут быть установлены на двух диаметрально противоположных боковых ракетных модулях первой ступени. Может быть применено нечетно число боковых модулей первой ступени, а блоки сопел крена первой ступени могут быть установлены на всех боковых ракетных модулях первой ступени. Количество боковых модулей второй ступени может соответствовать количеству боковых ракетных блоков первой ступени. Количество боковых модулей третьей ступени может соответствовать количеству боковых ракетных блоков первой ступени. Боковые модули всех ступеней установлены в одинаковых продольных плоскостях, проходящих через продольную ось ракеты-носителя. Дополнительные боковые модули могут быть прикреплены к боковым модулям попарно. В атомном ракетном двигателе, содержащем камеру расширения и систему подачи в нее подогретого водорода, согласно изобретению в систему подвода водорода входят теплообменник, к которому присоединены трубопроводы рециркуляции теплоносителя, соединенные, в свою очередь, с атомным реактором, трубопровод подачи водорода соединен с входным коллектором камеры расширения, выходной коллектор камеры расширения соединен с входным патрубком водорода на теплообменнике, выходной патрубок водорода соединен с газоводом и далее с камерой расширения. Изобретение обеспечивает увеличение скорости и дальности полета, повышение безопасности полета, улучшение управления вектором тяги. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 17 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. В первом варианте конструкции двигателя выход промежуточного баллона горючего соединен с входом в ресивер горючего и через регулятор давления с входом в рубашку охлаждения камеры двигателя, а выход промежуточного баллона окислителя соединен с входом в ресивер окислителя и через регулятор давления с входом в форсуночную головку камеры двигателя, кроме этого входы теплообменников промежуточных баллонов через запорные клапаны подсоединены к выходу рубашки охлаждения камеры двигателя, а выходы теплообменников соединены с входом горючего в форсуночную головку камеры двигателя. Во втором варианте рубашка охлаждения камеры двигателя разделена на секцию охлаждения горючим и секцию охлаждения окислителем, при этом выходы промежуточных баллонов горючего и окислителя соединены с соответствующими ресиверами компонентов топлива и через регуляторы давления соединены с входами в секции рубашки охлаждения камеры двигателя горючим и окислителем соответственно, кроме этого входы теплообменников промежуточных баллонов горючего и окислителя через запорные клапаны присоединены к выходам соответствующих секций охлаждения камеры двигателя, а выходы теплообменников промежуточных баллонов горючего и окислителя соединены с соответствующими входами этих компонентов в форсуночную головку камеры двигателя. Изобретение обеспечивает более высокую надежность, конструктивную простоту, пониженные стоимость и электропотребление, а также создает улучшенные условия для хранения криогенных компонентов топлива. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к космической технике, в частности к реактивным двигателям, преобразующим тепловую энергию источника тепла в энергию газовой струи, создающей реактивную тягу двигателя. Часть тепла бортового источника космического аппарата преобразуют в полезную работу посредством реализации замкнутого термодинамического цикла с подводом тепла от бортового источника к рабочему телу замкнутого цикла, получением полезной работы и отводом тепла к жидкому криогенному рабочему телу двигателя, которое при этом преобразуют в пар и нагревают. Дополнительно рабочее тело двигателя подогревают в бортовом источнике тепла, а затем разгоняют до максимальной скорости истечения за счет подвода полезной работы, полученной в замкнутом термодинамическом цикле. Устройство реактивного двигателя, реализующее этот принцип, включает в себя источник тепла, термически связанный, по крайней мере, с двумя теплообменниками-нагревателями, выход одного из которых входит в состав замкнутого контура, образованного последовательно соединенными турбиной, холодильником-испарителем, компрессором и входом в теплообменник-нагреватель, а выход второго теплообменника-нагревателя связан с электрическим разгонным устройством двигателя, причем бак с жидким криогенным рабочим телом двигателя последовательно соединен с насосом, холодильником-испарителем и входом второго теплообменника-нагревателя, а турбина соединена с электрогенератором-преобразователем, который электрически связан с электрическим разгонным устройством рабочего тела двигателя. Второй вариант устройства - это реактивный двигатель, включающий в себя те же элементы кроме электрогенератора-преобразователя и электрического разгонного устройства, только выход второго теплообменника-нагревателя подключен к входу второго охлаждаемого компрессора, соединенного с турбиной замкнутого контура, и выход второго компрессора подсоединен к входу газодинамического разгонного устройства двигателя. Изобретение обеспечивает повышение эффективности использования тепловой энергии бортового источника тепла для повышения тяги и удельного импульса даигателя. 3 н. и 3 з.п. ф-лы, 3 ил.,1табл.

Изобретение относится к устройствам соединения газоводов. Устройство для соединения газоводов реактивных двигателей содержит муфту с выполненными на внутренней поверхности соосными сферическими поверхностями, контактирующими со сферическими буртиками газоводов с выполненными в них проточками под уплотнительные кольца. Газоводы снабжены фланцами с отверстиями, в отверстия фланцев пропущены шпильки, на концах которых установлены гайки со сферическими головками, контактирующими с фланцами. Изобретение позволяет создать компактную многоразовую конструкцию соединения газоводов, обеспечивающую компенсацию как углового, так и осевого смещения патрубков газовода при обеспечении надежной фиксации и герметичности соединения. 3 ил.

Изобретение относится к ракетным двигателям, основанным на получении тяги путем поглощения лазерного излучения, и предназначено для управления малыми космическими аппаратами. Способ организации рабочего процесса в лазерном ракетном двигателе включает подачу в камеру поглощения 6 рабочего тела со стороны газодинамического окна 3, создание в ней с помощью лазерного излучения плазменного ядра, нагрев обтекающего плазменное ядро рабочего тела и создание плазменной струи при истечении рабочего тела из сверхзвукового сопла 9. Со стороны критического сечения сверхзвукового сопла 9 дополнительно подают рабочее тело тангенциально поверхности камеры поглощения и создают направленный в сторону источника лазерного луча закрученный осесимметричный поток рабочего тела. Этот поток достигает днища камеры поглощения 6 со стороны газодинамического окна 3, разворачивается и совместно с основным потоком обтекает плазменное ядро. Лазерный ракетный двигатель включает источник лазерного излучения 1, систему поворотных и фокусирующих зеркал 2, камеру поглощения 6 с газодинамическим окном 3, сопло 9 и систему подвода рабочего тела по каналам 5 со стороны газодинамического окна 3. В камере поглощения 6 со стороны критического сечения сверхзвукового сопла 9 выполнены дополнительные каналы 8 для подвода рабочего тела, оси которых расположены тангенциально к поверхности камеры поглощения. Изобретение позволяет поддерживать высокий удельный импульс и увеличить ресурс работы лазерного ракетного двигателя. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области реактивных двигательных установок, а именно к реактивным двигателям, основанным на получении тяги в результате поглощения лазерного излучения, и предназначено для управления малыми космическими аппаратами. Лазерный ракетный двигатель включает источник лазерного излучения, систему поворотных и фокусирующих зеркал, камеру поглощения с газодинамическим окном, сопло, систему подвода рабочего тела в камеру поглощения, причем каналы для подвода рабочего тела в камеру поглощения выполнены со стороны критического сечения сверхзвукового сопла, при этом их оси расположены тангенциально к поверхности камеры поглощения, а в переднем днище камеры поглощения со стороны газодинамического окна имеется хорошо обтекаемый дефлектор, обращенный внутрь нее. Способ организации рабочего процесса в лазерном ракетном двигателе, при котором в камеру поглощения подается рабочее тело, создается в ней плазменное ядро, нагревается рабочее тело, которое обтекает плазменное ядро и, истекая из сверхзвукового сопла, создает плазменную струю, причем рабочее тело подают со стороны критического сечения сверхзвукового сопла тангенциально поверхности камеры поглощения, создают закрученный осесимметричный поток рабочего тела, который достигает переднего днища камеры поглощения, разворачивается, обтекая плазменное ядро. Изобретение позволит поддержать высокую величину удельного импульса и увеличить ресурс работы двигателя. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к электротехнике и может найти применение в качестве электродвигателя. Технический результат состоит в повышении мощности, уменьшении веса и пожароопасности. Атмосферный ионный двигатель содержит корпус, вал, электрический ионный насос, клеммовую коробку. Новым в двигателе является то, что корпус круглый и цилиндрический, а ротор выполнен заодно с валом в форме цилиндрического вала вращения, вставлен внутрь корпуса. Продольная ось ротора смещена вниз относительно продольной оси корпуса, закрытого передней и задней крышками, в отверстие одной из которых пропущен вал. Ротор имеет радиальные пазы, в которые вставлены подпружиненные лопасти. Впускная полость через воздушный фильтр соединена с атмосферой, а внутренняя полость двигателя соединена с корпусами нескольких электрических насосов, одинаковых по конструкции, оканчивающихся впускной трубой. Каждый электрический ионный насос имеет ионизатор атмосферного воздуха, ускоряющее устройство и нейтрализатор, выводы которых соединены с клеммами клеммовой коробки и подключены через коммутирующие устройства к ядерно-изотопным высоковольтным батареям. Рабочим телом двигателя является атмосферный воздух. 7 ил.

Изобретение служит для создания пульсирующего детонационного реактивного двигателя с дополнительным ускорением газовых объемных зарядов силой электромагнитной индукции. Пульсирующий реактивный двигатель содержит: рабочий канал, систему подачи компонентов топлива, которые через быстродействующие клапаны подают в две внутренние камеры детонационного сгорания, направленные навстречу друг к другу и соединенные через внутренние сопла и рабочий канал в единое устройство, которое изготовлено из немагнитного диэлектрического материала, при этом одна из внутренних камер детонационного сгорания соединена с выходной камерой сгорания и далее с выходным сверхзвуковым соплом, которое соединено с электромагнитным ускорителем заряженных частиц, продукты сгорания ионизируют с помощью вывода электронов из камер сгорания через каталитический электрод, высоковольтную обмотку и термоэмиссионный электрод за счет высокого положительного напряжения на каталитическом электроде, а скорость возвратно-поступательного движения ионизированной ударной волны в рабочем канале поддерживают на уровне, необходимом для сжатия порций топливной смеси в этих камерах, с выходных обмоток магнитопроводов, охватывающих рабочий канал, снимают напряжение переменного тока, которое используют в ускорителе заряженных частиц для ускорения ионизированных ударных волн в выходном канале, на выходе из которого деионизируют продукты сгорания топлива с помощью термоэмиссионного электрода. Изобретение позволяет многократно уменьшить вес и размеры предлагаемого устройства, упростить конструкцию и повысить частоту генерируемого электрического тока выше 600 Гц. 1 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Жидкостный ракетный двигатель с дополнительным электромагнитным разгоном рабочего тела, содержащий источник электрической энергии, кольцевую камеру сгорания, смесительную головку и тарельчатое сопло, внутренняя часть и выходной участок внешней части которого выполнены из токопроводящего материала, связаны с тоководами и соединены с камерой двигателя через проставки из диэлектрического материала, при этом двигатель снабжен накопителем энергии, который через коммутирующее устройство и тоководы связан с источником электрической энергии, а также с внутренней частью и с выходным участком внешней части тарельчатого сопла. Изобретение обеспечивает снижение массы двигателя. 1 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в двигательных и энергетических установках перспективных средств межорбитальной транспортировки, предназначенных для выведения космических аппаратов с низких опорных орбит на различные высокоэнергетические орбиты. В двух вариантах жидкостного ракетного двигателя многократного включения, в составе которых содержатся источник электропитания, баки с жидкими горючим и окислителем, системы подачи жидких горючего и окислителя с насосами, ресивер окислителя с электронагревателем, теплообменник-газификатор окислителя, ресивер горючего с компрессором и камеру двигателя, в качестве источника электропитания используют электрохимическую аккумуляторную батарею с зарядно-разрядным устройством и электрохимический генератор на базе батареи топливных элементов, работающих на основных компонентах топлива, причем входы горючего и окислителя в электрохимический генератор соединены соответственно с ресиверами горючего и окислителя через регуляторы давления и расхода, а электрохимическая аккумуляторная батарея через зарядно-разрядное устройство соединена с электрическим выходом электрохимического генератора. Во втором варианте конструкции жидкостного ракетного двигателя многократного включения в системе подачи жидких горючего и окислителя установлены мультипликаторные насосы с пневмоприводами, входы которых соединены с соответствующими выходами горючего и окислителя из теплообменника-газификатора окислителя, а выходы пневмоприводов соединены с соответствующими входами горючего и окислителя в смесительную головку камеры. Изобретение обеспечивает создание высокоэффективного ЖРД многократного включения с более высокой надежностью, конструктивной простотой и пониженной стоимостью, при значительном уменьшении габаритов и массы конструкции и при многократном сокращении длительности выведения. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.