Патенты автора Евланов Андрей Александрович (RU)
Корпус ракетной части реактивного снаряда // 2791165
Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для использования в реактивных снарядах. Корпус ракетной части содержит стартовую (7) и маршевую (1) камеры сгорания с обечайками (2) и (6), диафрагму (3) с осевым (9) и периферийными (5) газоводами с мембранами и сопло. Площадь проходного сечения осевого газовода составляет не менее 0,1 суммарной площади проходного сечения газоводов. Толщина теплозащитного покрытия поверхностей периферийных газоводов, обращенных к обечайкам (2) и (6) камер сгорания, составляет 1,5…3,0 толщины теплозащитного покрытия боковых и внутренних поверхностей периферийных газоводов. Обеспечивается повышение стабильности характеристик и надежности работы. 1 ил.
Ракетный двигатель твердого топлива // 2790914
Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для использования в реактивных снарядах. Ракетный двигатель твердого топлива (РДТТ) содержит корпус, сопловую манжету, сопло с теплозащитным покрытием и вкладыш критического сечения сопла. Согласно изобретению теплозащитное покрытие дозвуковой части сопла выполнено на участке, ограниченном поперечным сечением, проходящем через торец сопловой манжеты, длиной 0,35…0,45 L, с утолщением, причем толщина теплозащитного покрытия на данном участке составляет 1,4…1,8 толщины теплозащитного покрытия в сечении, отстоящем от сопловой манжеты на расстояние 0,75 L, где L - расстояние от торца сопловой манжеты до торца теплозащитного покрытия у вкладыша в критическом сечении. Изобретение обеспечивает повышение надежности работы РДТТ с зарядом из высокометаллизированных топлив с большим содержанием конденсированной фазы в продуктах сгорания. 1 ил.
Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для использования в реактивных снарядах. Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива, содержащий стартовую и маршевую камеры сгорания, диафрагму с периферийными отверстиями с сечением в виде секторов кольца, мембрану и сопло, согласно изобретению в мембране со стороны стартовой камеры сгорания в области боковых и внутренних поверхностей газоводов выполнены пазы с толщиной мембраны под пазами, уменьшающейся по направлению к оси стартовой камеры, причем толщина мембраны под пазами у внутренней поверхности газоводов составляет 0,2…0,8 толщины мембраны у внешней поверхности газоводов. Изобретение обеспечивает повышение надежности работы двухрежимного ракетного двигателя твердого топлива с зарядом из высокоэнергетического топлива. 1 ил.
Корпус ракетной части // 2780076
Одной из основных задач, решаемых при создании корпусных ракетных частей, является обеспечение заданных энергетических характеристик. Сущность изобретения заключается в том, что корпус ракетной части содержит обечайку и односопловой блок большого относительного удлинения. При этом внутри указанных элементов выполнено теплозащитное покрытие, а на входе в односопловой блок выполнены симметрично расположенные турбулизаторы в виде прямоугольных выступов теплозащитного покрытия шириной (0,24…0,35)d, высотой (0,055…0,07)d и длиной (0,4…0,55)d, где d - диаметр критического сечения односоплового блока. Выполнение корпуса ракетной части в соответствии с изобретением позволило увеличить энергетические характеристики разрабатываемой ракетной части реактивного снаряда. 1 ил.
Ракетная часть реактивного снаряда // 2775451
Изобретение относится к ракетной технике, именно к ракетной части реактивного снаряда. Ракетная часть реактивного снаряда содержит корпус, блок стабилизатора и втулку. На внешней поверхности корпуса в области, ограниченной втулкой и резьбовым соединением с блоком стабилизатора, выполнен турбулизатор, содержащий цилиндрическую поверхность с коническим участком перехода от цилиндрической поверхности к внешней поверхности корпуса. Диаметр цилиндрической поверхности составляет (0,95…0,99)D. Длина турбулизатора (0,02…0,15)D. Угол конусности конических участков (30…70)°, где D - калибр ракетной части. Технический результат заключается в повышении надежности функционирования ракетной части и исключение несоосности корпуса ракетной части с блоком стабилизатора. 1 ил.
Ракетная часть // 2758016
Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для использования в ракетных снарядах систем залпового огня. Ракетная часть содержит камеру сгорания с корпусом и дном, сопло и демпфер для гашения акустических колебаний. Демпфер выполнен в виде продольно расположенных, скрепленных между собой ребер из термостойкого материала, размещенных у дна камеры сгорания. Длина демпфера составляет (0,15…0,30)D. На торцевой поверхности демпфера, обращенной к соплу, размещено кольцо с разностью наружного и внутреннего радиуса (0,20…0,35)D. Демпфер и кольцо выполнены из композиционных материалов с высокой поглощающей способностью акустических колебаний. Дно снабжено осевым цилиндрическим выступом, прилегающим к корпусу камеры сгорания, шириной (0,2…0,5)D и внутренним диаметром (0,90…0,97)D, где D - внутренний диаметр корпуса. Изобретение позволяет повысить надежность функционирования ракетной части. 1 ил.
Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к ракетным двигателям твердого топлива – РДТТ, и предназначено для использования в ракетах различного назначения. Технический результат – повышение эффективности работы РДТТ. Устройство содержит цилиндрический корпус, стартовую и маршевую камеры сгорания, диафрагму. По периферии диафрагмы равномерно расположены газоводы. Они снабжены мембранами со стороны стартовой камеры сгорания. Имеется также сопло и теплозащитное покрытие. Газоводы расположены под углом 5…15 градусов к оси двигателя, а их длина составляет (0,1…0,2)D. В передней части стартовой камеры на расстоянии не менее 10h толщина теплозащитного покрытия составляет 1,5…2,5 толщины теплозащитного покрытия в средней части стартовой камеры, при h=(D-d)/2, где h - высота выходного отверстия газоводов; D - внутренний диаметр стартовой камеры сгорания у диафрагмы; d - диаметр наружной описывающей окружности газоводов. 1 ил.
Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для исследования процессов тепломассопереноса в конструкциях ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ). Установка для исследования процессов тепломассопереноса содержит газогенератор на твердом топливе, газовод с цилиндрическим каналом с местным сопротивлением, термодатчики и сопло. Наружная поверхность газовода с цилиндрическим каналом выполнена с одной или несколькими гранями, причем толщина стенки газовода с цилиндрическим каналом в области граней составляет (0,4…0,8) δ, где δ - толщина стенки газовода с цилиндрическим каналом на участке без граней, , где Р - давление в газоводе с цилиндрическим каналом, D - диаметр газовода с цилиндрическим каналом, К - коэффициент запаса, σ - предел прочности материала стенки газовода при средней температуре по толщине стенки в сечении газовода с цилиндрическим каналом с максимальным нагревом при испытаниях, а термодатчики размещены в продольной плоскости, проходящей через ось газовода с цилиндрическим каналом и сечение грани с минимальной толщиной стенки. Технический результат - повышение точности определения параметров тепломассопереноса. 1 ил.
РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА // 2569989
Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для использования в ракетах систем залпового огня. Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус с защитно-крепящим слоем, сопло и секционный заряд с секциями большого относительного удлинения с манжетами. Донная секция заряда выполнена из топлива с увеличенной скоростью горения по сравнению со скоростью горения остальных секций заряда. Один из межсекционных объемов выполнен в виде кольцевой полости Т-образного сечения, образованной торцами секций заряда, манжетами и втулкой, прилегающей к корпусу, выполненных из композиционных материалов с высокой степенью демпфирования акустических колебаний. Изобретение позволяет повысить энергетические характеристики ракетного двигателя при обеспечении надежности его функционирования. 1 ил.
