имеющие два и более топливных заряда с истечением газов, образующихся в результате горения, через общее сопло (F02K9/28)
F02 Двигатели внутреннего сгорания (газораспределительные механизмы для них, смазка, выхлоп и глушение выхлопа F01); силовые установки, работающие на горячих газах или продуктах сгорания
(22617)
F02K Реактивные двигательные установки (размещение и крепление реактивных двигательных установок на наземных транспортных средствах или транспортных средствах вообще B60K; размещение и крепление реактивных двигательных установок на судах B63H; управление положением в пространстве, направлением и высотой полета летательного аппарата B64C; размещение и крепление реактивных двигательных установок на летательных аппаратах B64D; установки, в которых энергия рабочего тела распределяется между реактивными движителями и движителями иного типа, например воздушными винтами F02B,F02C; конструктивные элементы реактивных двигателей, общие с газотурбинными установками, воздухозаборники и управление топливоподачей в воздушно-реактивных двигателях F02C)
(2873)
F02K9 Ракетные двигательные установки, т.е. установки, для работы которых используется горючее и окислитель; управление этими установками (химический состав топлив C06B,C06D)
(1616)
F02K9/28 имеющие два и более топливных заряда с истечением газов, образующихся в результате горения, через общее сопло(27)
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 относится к ракетной технике, а именно ракетным двигательным установкам, имеющим два и более топливных заряда, с истечением газов, образующихся в результате горения, через общее сопло. Двухкамерный ракетный двигатель на твердом топливе, состоящий из корпуса, переднего, промежуточного и заднего днищ с теплозащитными покрытиями, сопла, воспламенительного устройства, выдвигающего механизма, стартового заряда топлива, маршевого заряда топлива, состоящего из подвижной и неподвижной частей, в промежуточном днище имеется центральное отверстие, закрываемое крышкой с теплозащитным покрытием, в неподвижной части маршевого заряда топлива имеется бронированный по его поверхности канал, внутри которого установлена подвижная часть маршевого заряда топлива, примыкающая своим задним торцом к крышке с теплозащитным покрытием, а передним - к передней торцевой крышке и выдвигаемая с помощью выдвигающего механизма посредством системы штифтов и упоров в сторону сопла, цилиндрическая поверхность подвижной части маршевого заряда топлива покрыта бронепокрытием, представляющим собой эластичный рукав с загнутым на угол 180 градусов краем со стороны заднего торца, к которому прикреплены тросы, протянутые к передней торцевой крышке через систему такелажных блоков и прикрепленные к переднему днищу.
Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано при создании твердотопливных двигательных установок (ТДУ) для космических аппаратов (КА). Твердотопливная двигательная установка содержит твердотопливные газогенераторы, соединенные газоходом с патрубком ресивера-накопителя и входным патрубком понижающего редуктора, а также электромагнитные блоки управления (ЭМБУ), соединенные через ресиверы-демпферы газоходом низкого давления с выходным патрубком редуктора.
Ракетный двигатель твердого топлива // 2726835
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях маршевых и разгонных ступеней ракетных двигателей твердого топлива. Двигатель содержит камеру сгорания, имеющую цилиндрический участок, переднее и заднее днища, сопло с утопленной частью, заряд, скрепленный с камерой сгорания, воспламенитель и, в отличие от прототипа, снабжен профилированной полой вставкой, расположенной внутри камеры сгорания соосно соплу на заданном расстоянии от него.
Предлагаемое изобретение относится к области ракетостроения, а именно к стартовым твердотопливным ускорителям ракеты-носителя. Стартовый твердотопливный ускоритель состоит из секций канальных зарядов с корпусами типа кокон и поворотного сопла.
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.
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.
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.
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.
Изобретение относится к ракетной технике, а именно к двухрежимным реактивным двигателям. Способ работы двухрежимного реактивного двигателя включает работу на первом режиме при повышенном давлении и работу на втором режиме при пониженном давлении в камере сгорания.
Заряд твердого ракетного топлива // 2633980
Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к имеющим «щеточную» конструкцию зарядам из трубок твердого топлива для стартовых реактивных двигателей с малым временем работы, преимущественно импульсных, используемых в выстрелах к гранатометам, огнеметам и ПТУР.
Ракета и ракетный двигатель твёрдого топлива // 2629048
Изобретения относятся к ракетной технике и могут быть использованы при создании ракеты и ракетного двигателя твердого топлива, имеющих габаритные ограничения в исходном состоянии, причем длина полезного груза ракеты сопоставима с длиной корпуса ракетного двигателя.
Ракетный двигатель твёрдого топлива // 2622141
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива с большим временем работы. Ракетный двигатель твердого топлива содержит два полукорпуса - передний и задний, снаряженные передним и задним полузарядами торцевого горения, открытые торцы которых обращены друг к другу, а также сопловой блок и воспламенитель, газосвязанные с полукорпусами.
Импульсный газогенератор // 2622137
Изобретение относится к устройствам, предназначенным для генерирования газов, и может быть использовано для наддува подушек безопасности, авиажелобов для эвакуации пассажиров, спасательных плотов и т.п.
Ракетный двигатель на твердом топливе // 2576411
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях маршевых двигателей на твердом топливе для верхних ступеней, которые характеризуются малым отношением длины к диаметру.
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.
Заряд смесевого твердого ракетного топлива // 2493400
Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании и производстве зарядов ракетного твердого топлива, формуемых непосредственно в корпус двигателя. Заряд смесевого твердого ракетного топлива содержит головной и сопловой полузаряды, скрепленные с корпусом.
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании летательных аппаратов, содержащих двухимпульсный ракетный двигатель. .
Импульсный реактивный двигатель // 2433295
Изобретение относится к реактивным двигателям импульсного действия и применяется в авиа и ракетостроении. .
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях маршевых и разгонных ступеней ракетных двигателей твердого топлива. .
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях маршевых и разгонных ступеней ракетных двигателей твердого топлива. .
Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к двухрежимным твердотопливным ракетным двигателям, и может быть использовано при создании ракет. .
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании летательных аппаратов, содержащих двухрежимный двигатель. .
Заряд твердого ракетного топлива // 2348827
Изобретение относится к конструкциям "щеточных" метательных зарядов к реактивным двигателям с малым временем работы. .
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании летательных аппаратов, содержащих двухрежимный двигатель. .
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании летательных аппаратов, содержащих двухрежимный двигатель. .
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании летательных аппаратов, содержащих двухрежимный двигатель. .
Изобретение относится к области импульсных ракетных двигателей на твердом топливе (ИРДТТ), в которых происходит преобразование химической энергии порохового заряда в тепловую энергию газов, а затем в кинетическую энергию истекающей газовой струи, в частности, к ИРДТТ, в которых время преобразования энергии определяется сотыми и тысячными долями секунды.
Заряд ракетного твердого топлива // 2268385
Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к вкладным зарядам ракетного твердого топлива стартовых двигателей снарядов контейнерного запуска со временем работы двигателя, превышающим время движения снаряда по направляющей, и может найти применение в стартовых двигателях неуправляемых снарядов и управляемых ракет.
Заряд твердого ракетного топлива // 2248457
Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к разработке, проектированию и изготовлению твердотопливных зарядов, обеспечивающих высокую тяговооруженность ракетных двигателей (РД), в первую очередь для тактических ракет, а также для стартовых ступеней ракет различного назначения.
Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к разработке, проектированию и изготовлению твердотопливных зарядов к ракетным двигателям. .
Ракетный двигатель твердого топлива // 2225524
Ступенчатый двигатель // 2223411
Заряд ракетного двигателя // 2211355
Заряд твердого ракетного топлива // 2211354
Изобретение относится к устройствам ракетной техники, в частности к зарядам твердого топлива вкладного типа, скрепляемым с дном камеры двигателя. .
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях ракетных двигателей на твердом топливе для снарядов, выстреливаемых из артиллерийских орудий. .
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании твердотопливных двигательных установок, работающих на двух режимах тяги. .
Ракетный двигатель твердого топлива // 2125175
