Патенты автора Воронцов Петр Глебович (RU)
Ракетный двигатель твердого топлива для увода отделяемых частей ракеты содержит корпус с твердотопливным многошашечным зарядом, расположенным между опорными решетками и двумя газосвязанными соплами, имеющими разные диаметры критических сечений, а также воспламенители с пиротехническим составом, снабженные пиропатроном. Каждый из воспламенителей установлен в одном из предсопловых объемов, размещенных с каждой стороны от опорных решеток заряда. Масса пиротехнического состава воспламенителя со стороны сопла с меньшим диаметром критического сечения больше массы пиротехнического состава противоположного воспламенителя и/или пиротехнические составы воспламенителей имеют разную энергетическую способность. Энергетическая способность пиротехнического состава со стороны сопла с меньшим критическим сечением больше, чем у противоположного. Изобретение позволяет уменьшить возмущения ракеты и отделяемого объекта в начальный момент движения последнего. 1 ил.
Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано в конструкции ракетных двигателей твердого топлива, преимущественно для воспламенителя многошашечного заряда всестороннего горения. Устройство воспламенения заряда твердотопливного ракетного двигателя содержит перфорированный стакан с установленным внутри футляром, заполненным пиротехническим составом, и газоподводную трубку с пиропатроном. Стакан установлен соосно газоподводной трубке и закрыт крышкой с образованием между торцем футляра и стенкой крышки внутренней полости, которая через форсажный канал связана с газоподводной трубкой. На внешней поверхности крышки выполнен кольцевой отражатель, между стенкой которого и торцем футляра в боковой стенке крышки выполнены сквозные каналы, соединяющие внутреннюю полость с объемом камеры сгорания твердотопливного ракетного двигателя. Изобретение позволяет повысить надежность зажжения заряда твердотопливного ракетного двигателя. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.
Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано в ракетной технике при проектировании конструкции корпуса твердотопливных двигателей, например для газогенераторов, рулевых приводов маршевых двигателей, тормозных двигателей или для пороховых аккумуляторов давления для разделения между собой маршевых ступеней ракеты, когда требуется максимальное совершенство конструкции двигателей специального назначения (ДСН)
