топливные элементы реактивные

Формула изобретения

1. Топливные элементы, состоящие из ракетного пороха, форма которых позволяет их вкладывать друг в друга, образуя топливный заряд ракеты, отличающиеся тем, что камера сгорания элементов выполнена в виде кумулятивной выемки, топливные элементы армированы прочным кордом для восприятия нагрузки реактивных газов из камеры сгорания и обеспечения механической прочности элемента.

2. Топливные элементы по п. 1, отличающиеся тем, что с одной стороны элемент имеет негорючую разделительную прокладку с отверстиями для прохода газов с целью обеспечить включение последующего элемента от догорающего предыдущего.

3. Топливные элементы по пп.1 и 2, отличающиеся тем, что камера сгорания выполнена в виде пирамидальной выемки в элементе.

4. Топливные элементы по п.1, отличающиеся тем, что вдоль оси двигателя в элементах имеются отверстия для размещения в них ядерных ТВЭлов.

5. Топливные элементы по п.4, отличающиеся тем, что отверстия под ТВЭлы имеют дополнительные сечения для продувания их водородом с целью охлаждения ТВЭлов.

6. Топливные элементы по пп.1 - 5, отличающиеся тем, что элементы выполнены в виде многолучевой звезды.

7. Топливные элементы по пп.1 - 6, отличающиеся тем, что по внешнему периметру стенки элементов бронированы, внутри камера сгорания элемента покрыта инициирующим составом, стенки элемента рифленые и элемент имеет средство запуска электрического действия.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к реактивной технике, в частности к ракетостроению.

Известны топливные элементы, состоящие из ракетного пороха, форма которых позволяет их вкладывать друг в друга, образуя топливный заряд ракеты, см. патент США 3439613, кл. F 02 K 9/04, 1969.

Недостатками подобного решения являются большой вес двигателя, конструкции ракеты, которые после отработки топлива превращаются в балластную массу, из-за чего ракеты делают многоступенчатыми и сбрасывают ступени как лишний вес при полете. При этом полезная нагрузка этих ракет невелика именно из-за наличия этого балласта.

Предложены топливные элементы реактивные в виде пороховых шашек, где эти шашки армированы для обеспечения их механической прочности при оказании на них давления из камеры сгорания, и они имеют такую форму, что могут вкладываться друг в друга, образуя топливный заряд ракеты. При этом камера сгорания у них выполнена в виде кумулятивной выемки, в которую вкладывается следующий топливный элемент, фиг. 1. На фиг. 1 элемент реактивный имеет корд 2 и разделительную прокладку из негорючего материала 3. Сам элемент из пороха обозначен на фиг. 1 как деталь 1. Разделительная прокладка служит для того, чтобы при неравномерном характере горения первой ступени переход режима включения во вторую шашку, например, происходил бы в одно из отверстий прокладки с тем, чтобы загоревшаяся вторая шашка своими газами выбросила бы дефектный первый элемент вместе с недогоревшими частичками топлива. Элемент имеет средство запусков электрического действия.

Для обеспечения включения следующего элемента от предыдущего в работе двигателя внутренние стенки камеры сгорания элементов покрыты инициирующим составом, а по внешнему периметру элементы бронированы с целью предотвращения горения пороха по внешней стенке ракеты. На фиг. 1 показаны инициирующее покрытие 4 и бронирование топливного элемента 5.

В работе двигателя реактивные газы образуются при горении внутренней стенки топливного элемента и, проходя вдоль камеры сгорания элемента, газы выбрасываются наружу и перемещают ракету, при этом дополнительные сопла и другие устройства не используются.

В качестве топлива могут быть использованы и ядерные сборки ТВЭлов, а для образования реактивных газов предлагается испарять теплом, полученным от ТАЭлов, внутренние стенки топливных элементов, для чего ТВЭлов пропускают в отверстия в стенках топливных элементов вдоль и параллельно оси двигателя. На фиг. 2 топливный элемент 1 с отверстиями 4 под ТВЭлы 2 и дополнительными сечениями вокруг этих отверстий 3, которые служат для продувания ТВЭлов водородом и охлаждения ТВЭлов и, возможно - создания термоядерной реакции в камере сгорания топливного элемента 4 для лучшего испарения топливного элемента. Конструкция топливных элементов может отличаться от описанных выше и иметь форму пирамидальных элементов, фиг. 3, где элемент в форме пирамиды 1 имеет пирамидальную камеру сгорания 2 или же в виде многолучевой звезды, фиг. 4, где топливный элемент 1 имеет лучи 2 с камерами сгорания клиновидной формы 3. Стенки элемента могут быть рифлеными.

Изобретение позволяет строить ракету с минимумом лишних элементов по сравнению с известными техническими решениями и возобновлять ровное горение шашек каждый раз, когда возможные дефекты шашек могли бы ухудшить режим работы двигателя.