Патенты автора Граменицкий Михаил Дмитриевич (RU)
Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к многорежимным твердотопливным ракетным двигателям, и может быть использовано при создании ракет. Многорежимный ракетный двигатель твердого топлива содержит цилиндрический корпус, промежуточное днище, разделяющее его на стартовую и маршевую камеры сгорания, заряды твердого топлива, воспламенительные устройства и выходное сопло. Промежуточное днище выполнено из выгнутой в сторону маршевой камеры полусферической перфорированной оболочки, выполненной из высокопрочной легированной стали и имеющей переменную толщину, увеличивающуюся от центра к внешнему краю. Со стороны стартовой камеры сгорания промежуточное днище прикрыто металлической фольгой и резиновой мембраной. В теплозащитном покрытии стартовой камеры сгорания имеется кольцевой выступ, который при сборке двигателя вдавливается и зажимает внешний край резиновой мембраны. Изобретение позволяет повысить надежность работы ракетного двигателя, а также повысить технологичность изготовления и сборки такого двигателя. 3 ил.
МНОГОРЕЖИМНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ // 2715450
Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к многорежимным ракетным двигателям на твердом топливе, и может быть использовано при создании ракет. Многорежимный ракетный двигатель содержит цилиндрический корпус, промежуточное днище, разделяющее его на камеры сгорания, зарядов твердого топлива и выходного сопла. Промежуточное днище выполнено из выгнутой в сторону второй камеры сгорания полусферической перфорированной металлической оболочки. Со стороны второй камеры сгорания перфорированная металлическая оболочка усилена радиальными ребрами жесткости в количестве не более 4 штук с теплозащитными накладками. Со стороны первой камеры сгорания перфорированная металлическая оболочка закрыта металлической фольгой и мембраной с функцией теплозащитного покрытия, герметично закрепленными к оболочке на клеевое соединение по своим внешним и внутренним диаметрам. В центральное отверстие промежуточного днища установлено воспламенительное устройство. Изобретение позволяет обеспечить равномерное воспламенение заряда ракетного двигателя без снижения прочности промежуточного днища и повысить надежность работы такого двигателя. 5 ил.
РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА // 2711892
Изобретение относится к ракетным двигательным установкам, а именно к ракетным двигателям на твердом топливе с зарядами из смесевых твердых топлив с внутренней поверхностью горения звездообразной или подобной формы, прочноскрепленными с нанесенным на внутреннюю поверхность корпуса теплозащитным покрытием через защитно-крепящий слой. Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус, выложенное по его внутренней поверхности теплозащитное покрытие, торцевые манжеты, защитно-крепящий слой и заряд твердого топлива. По всей длине заряда между теплозащитным покрытием и защитно-крепящим слоем размещен промежуточный слой из металлической фольги, равнопрочно скрепленный клеевым соединением с теплозащитным покрытием и защитно-крепящим слоем. Слой металлической фольги препятствует проникновению газообразных компонентов (аммиака), выделяющихся в заряд твердого топлива из теплозащитного покрытия через защитно-крепящий слой в процессе хранения и эксплуатации, что предотвращает разрушение уретановых и сложноэфирных связей полидиенуретанэпоксидного каучука, являющегося основой заряда твердого топлива, обеспечивает расчетные тяговые характеристики в течение всего времени работы РДТТ и повышает надежность работы двигателя. 2 ил.
Разделительное днище многоимпульсного ракетного двигателя твердого топлива, содержащего корпус, стартовую и маршевую камеры с пороховыми канальными зарядами. Днище выполнено монолитным с группами перфорированных отверстий, симметрично расположенных относительно продольной оси и закрытых плоскими тонкостенными мембранами, герметично закрепленными на разделительном днище и имеющими теплозащитное покрытие. Группы перфорированных отверстий в монолитном разделительном днище располагаются произвольно относительно каналов (щелей) заряда маршевой камеры, а размер отверстий выбирается из соотношений, защищаемых настоящим изобретением. Изобретение позволяет повысить прочность и надежность ракетного двигателя и снизить трудоемкость изготовления. 5 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.
Изобретение относится к ракетной технике, а именно к твердотопливным двигательным установкам системы аварийного спасения
ПИРОЗАМОК // 2467933
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при разделении ступеней летательного аппарата
Изобретение относится к устройствам соединения газоводов
ДВУХРЕЖИМНАЯ ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА // 2445492
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании летательных аппаратов, содержащих двухимпульсный ракетный двигатель
УСТРОЙСТВО ДЛЯ ИСПЫТАНИЙ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ // 2391547
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при испытании ракетных двигателей внутренним давлением
Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к двухрежимным твердотопливным ракетным двигателям, и может быть использовано при создании ракет
Изобретение относится к арматуростроению и предназначено для управления регулирующим органом поворотного типа
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при проектировании управляемых ракет
РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ С РЕВЕРСОМ ТЯГИ // 2362898
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при проектировании твердотопливных двигателей с обнулением или реверсом тяги, например противоштопорных ракет для испытаний самолетов
Изобретение относится к арматуростроению и предназначено для управления регулирующим органом поворотного типа
Изобретение относится к машиностроению, а именно к интегральным ракетно-прямоточным двигателям
РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА // 2317433
УСТРОЙСТВО ГАЗОГИДРОИМПУЛЬСНОЕ // 2276723
Изобретение относится к области горной промышленности, в частности к угольной, и может быть использовано для воздействия на угольный пласт
