ракетный двигатель

Формула изобретения

Ракетный двигатель, хвостовая часть которого состоит из корпуса с соплом и выполненных по периметру шести конических полостей, образующих на выходе сопло Лаваля и совместно с соплом эжектор, отличающийся тем, что конические полости выполнены в жестко закрепленном на двигателе насадке, передняя часть которого выполнена конической с углом при вершине 80-90^o.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области самолетостроения, ракеткой техники и оборонной промышленности и предназначено для увеличения тяговой силы двигателя.

Известен ракетный двигатель на твердом топливе, состоящий из бронированного покрытия, корпуса, теплозащитного покрытия сопла, соплового вкладыша, топлива, воспламенителя (см. В.Е. Алемасова, А.Ф. Дрегалин, А.П. Тишин. Теория ракетных двигателей. М.: Машиностроение, 1989, с. 326).

Недостатком двигателя является недостаточная тяга сопла.

Известен жидкостной ракетный двигатель с вытеснительной подачей топлива и с газобаллонной системой, состоящий из корпуса, камеры сгорания, сопла, бака окислителя, бака горючего, баллона с газом, пускоотсечного клапана, газового редуктора давления и обратного клапана (см. В.Е. Алемасов, А.Ф. Дрегалин, А. П. Тишин. Теория ракетных двигателей. М.: Машиностроение, 1989, с. 158).

Недостатком известного ракетного двигателя является необходимость улучшения тягового усилия сопла.

Прототипом изобретения является ракетный двигатель, хвостовая часть которого имеет основное сопло и выдвижной насадок (см. В.Е. Алемасов, А.Ф. Дрегалин, А.П. Тишин. Теория ракетных двигателей. М.: Машиностроение, 1989, с. 140).

Недостатком прототипа является необходимость для увеличения тяги двигателя вдува в область за торцевым уступом сопла малого расхода вторичного газа, например продуктов газогенерации.

Изобретение направлено на увеличение тяги сопла двигателя без дополнительного поддува.

Задача достигается тем, что в ракетном двигателе, хвостовая часть которого состоит из корпуса с основным соплом и выполненных по примеру шести сопел, образующих в совокупности эжектор с выходным диффузором, дополнительные сопла выполнены в виде полостей, образующих сопла Лаваля, жестко закреплены на корпусе двигателя, насадке, передняя часть которого выполнена конической с углом при вершине 80-90^o.

На фиг. 1 показана принципиальная схема хвостовой части ракеты с насадком, на фиг. 2 показано сечение А-А. Ракетный двигатель состоит из корпуса ракетного двигателя 1 с основным соплом 2, образующих в совокупности эжектор с выходным диффузором 3. На хвостовой части корпуса жестко закреплен насадок 4, в котором имеется шесть полостей 5, образующих сопло Лаваля. Передняя часть насадка 4 для уменьшения гидравлического сопротивления выполнена конической с углом 80-90^o.

Ракетный двигатель работает следующим образом.

Исходящие из сопла 2 ракеты газы ракетного двигателя в сужающейся части выходного отверстия в диффузор3 насадки 4, выполненного в форме сопла Лаваля, образуют вакуум, куда из конических полостей 5 засасывается воздух, который увеличивает тягу двигателя, общая тяга складывается из тяги основного сопла, донной тяги и тяги засосанного эжектором воздуха.

Предлагаемый ракетный двигатель позволяет без дополнительного ввода вторичного газа увеличить тягу двигателя.