Патенты автора Докучаев Анатолий Федорович (RU)
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в ракетных двигателях твердого топлива, в которых необходимо развернуть газовый поток внутри камеры сгорания на угол более 90°, в том числе в ракетном двигателе разделения двигательной установки системы аварийного спасения космонавтов. Ракетный двигатель твердого топлива состоит из корпуса, имеющего цилиндрическую форму и выполненного заодно с задним полусферическим днищем, переднего днища, совмещенного с сопловым блоком и скрепленного с цилиндрическим корпусом с помощью шпоночного соединения. В заднем днище закреплена крышка с узлом воспламенения. Сопловой блок, совмещенный с передним днищем, выполнен в виде полусферы с расположенными под углом к оси двигателя и симметрично друг относительно друга соплами. Внутренние поверхности заднего днища, переднего днища и соплового блока имеют теплозащитное покрытие. В переднее днище внедрен отражатель газового потока, который изготавливается из теплостойкого материала. Внедрение в конструкцию отражателя, в месте образования застойной зоны продуктов сгорания пороховых газов, по причине их разворота на угол более 90°, позволяет направить в сторону сопел газовый поток и, таким образом, не допустить его торможение в районе переднего днища. Как следствие, настоящее техническое решение позволяет устранить застойную зону газового потока, снизить тепловую нагрузку на конструктивные элементы ракетного двигателя и повысить технологичность его изготовления. 2 ил.
УПРАВЛЯЮЩИЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ // 2514327
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при проектировании ракетных двигателей твердого топлива, их систем управления и стабилизации. Управляющий ракетный двигатель содержит корпус и расположенные с возможностью осевого перемещения газоходы, имеющие сопло на одном конце и упор с торцом на другом. На каждом из газоходов выполнен паз с ответным ему выступом корпуса. Газоходы скреплены между собой разрывным элементом, а расстояние между их торцами определяется из соотношения, защищаемого настоящим изобретением. Изобретение позволяет повысить надежность ракетного двигателя за счет снижения вероятности заклинивания газоходов, а также снизить нагрузку на двигатель при запуске. 3 ил.
