Патенты автора Палайчев Андрей Анатольевич (RU)

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к ракетным двигателям твердого топлива, и направленно на повышение надежности его работы и безопасности обслуживающего персонала. Сопловая заглушка ракетного двигателя твердого топлива с уплотнительным кольцом на наружной поверхности, с коническим утолщением со стороны выходного раструба сопла и с узлом форсирования со стороны входного раструба выполнена составной, состоящей из скрепленных между собой пробки и узла форсирования. Узел форсирования со стороны входного раструба выполнен в виде тонкостенного стакана со сформированным на горловине расширением и перфорированным дном и скреплен с пробкой по внутренней поверхности стакана и наружной поверхности дна. Пробка выполнена в виде цилиндрического стакана со ступенчатым дном. Со стороны, противоположной дну, стакан снабжен уширением, контактирующим с выходным раструбом сопла. Со стороны уширения в стенках стакана равномерно распределены в окружном направлении сквозные продольные пазы. Уплотнительное кольцо размещено в канавке, выполненной на наружной поверхности дна стакана. Пробка и стакан узла форсирования изготовлены из конструкционных материалов с различными физико-механическими характеристиками. Стакан узла форсирования изготовлен из пластичного металла (алюминия или сплава на его основе, меди или сплава на ее основе). Пробка изготовлена из полимерного материала. В стенках стакана узла форсирования выполнена перфорация. Наружный диаметр стакана узла форсирования и наружный диаметр пробки равны диаметру критического сечения сопла. Уширение на пробке выполнено коническим или в виде двух конических поверхностей, сопряженных между собой большими основаниями. Расширение на горловине стакана узла форсирования выполнено коническим и эквидистантным поверхности входного раструба. 12 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и может найти применение в ракетных двигателях твердого топлива и автономных бортовых источниках энергии. Решение поставленной задачи достигается тем, что в ракетном двигателе твердого топлива, состоящем из камеры сгорания, частично бронированного порохового заряда и соплового дна, в центре которого выполнена полость, сообщающаяся с торцом заряда, в стенке, разделяющей полость и объем между зарядом и дном с соплами, выполнены равномерно распределенные по ее поверхности газоводные каналы, соединяющие полость с объемом между зарядом и сопловым дном. Часть газоводных каналов выполнена в плоскости сопел. Суммарная площадь проходного сечения каналов определяется из соотношения , где Fкан - суммарная площадь проходного сечения газоводных каналов, м2; S1 - площадь поверхности горения порохового заряда, ограниченная габаритами полости, м2; Fкр - площадь критического сечения сопел ракетного двигателя твердого топлива, м2; Sr - площадь начальной поверхности горения порохового заряда, м2. Достигается повышение надежности функционирования ракетного двигателя твердого топлива с пороховым зарядом, имеющим развитую начальную поверхность горения. 2 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и может найти применение в двигательных установках, работающих на твердом топливе, и автономных бортовых источниках энергии. Двигательная установка содержит камеру с сопловыми бобышками, в отверстиях которых вставлены вкладыши с соплами, экран, пороховой заряд и воспламенитель. Вкладыши выполнены составными - в виде обоймы, помещенной по оси каждого вкладыша втулки с соплом, длина которой меньше длины обоймы. На втулке со стороны камеры выполнен фланец, а сама втулка установлена с осевым и радиальным зазорами относительно обоймы и скреплена с ней теплозащитным материалом. Теплозащитный материал нанесен на внутреннюю поверхность обоймы по всей ее длине, а закритическая часть сопла вкладыша выполнена частично во втулке, а частично в теплозащитном материале. Вкладыши установлены в камеру сгорания с упором в ее внутреннюю поверхность и зафиксированы с помощью экрана из теплозащитного материала, скрепленного со стенками камеры и наружной поверхностью вкладышей. На внутренней поверхности обоймы за местом контакта с камерой выполнено обнижение. Изобретение позволяет повысить надежность двигательной установки при сохранении минимальной массы ее конструкции. 7 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при разработках ракетных двигателей твердого топлива, преимущественно для управляемых снарядов, выстреливаемых из ствола артиллерийского орудия. Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус с осевой трубкой, воспламенитель с форсажной камерой, снабженной расходными отверстиями, а также частично забронированный по наружной поверхности вкладной заряд твердого топлива с центральным каналом. Заряд твердого топлива опирается на форсажную камеру и установлен в корпусе двигателя на уплотнительном кольце с радиальными зазорами относительно корпуса и осевой трубки. Радиальный зазор между корпусом и наружной забронированной поверхностью заряда твердого топлива выполнен меньше радиального зазора между центральным каналом заряда твердого топлива и осевой трубкой. На форсажной камере со стороны опорного торца заряда твердого топлива выполнены радиальные пазы, проходящие через расходные отверстия и сообщающие полость, образованную центральным каналом заряда твердого топлива и осевой трубкой, с полостью, образованной наружной поверхностью заряда твердого топлива и корпусом. Изобретение позволяет повысить надежность воспламенения твердотопливного заряда и запуска ракетного двигателя при повышении его эффективности. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

При воспламенении заряда твердого топлива зажигают воспламенительный состав, перемещают его продукты сгорания вдоль поверхности заряда, нагревают последнюю и воспламеняют. Зажжение воспламенительного состава осуществляют по частям, в несколько приемов, используя продукты сгорания уже горящей части воспламенительного состава для перемещения и распределения незажженного воспламенительного состава по свободному объему. У поверхности заряда продукты сгорания воспламенительного состава ускоряют и создают область с турбулентным режимом течения. Другое изобретение группы относится к ракетному двигателю, содержащему камеру сгорания, заряд с небронированным сопловым торцом и воспламенитель, размещенный в полости, образованной небронированным сопловым торцом заряда и углублением в сопловом дне напротив электрозапала. Воспламенитель выполнен в виде нескольких пакетов из сгораемого материала с помещенным внутрь воспламенительным составом, размещенных один над другим, и зафиксирован в полости рассекателем. Рассекатель выполнен из эластичного материала и установлен между небронированным сопловым торцом заряда и сопловым дном напротив электрозапала. Полость выполнена сообщающейся с предсопловым объемом кольцевым газоводом, выполненным по внешнему диаметру соплового днища. Группа изобретений позволяет повысить надежность воспламенения зарядов торцевого горения. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и может найти применение в ракетных двигателях управляемых и неуправляемых ракет

Изобретение относится к области ракетной техники и может найти применение в двигателях и автономных бортовых источниках энергии управляемых и неуправляемых боеприпасов

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к ракетным двигателям твердого топлива

Изобретение относится к ракетной технике, более конкретно к способам запуска ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ) и конструкции воспламенительных устройств (ВУ)

 


Наверх