Ракетно-прямоточный двигатель

 

Изобретение относится к ракетной технике , в частности к ракетно-прямоточным двигателям. Цель изобретения заключается в улучшении энергомассовых характеристик . Заряд твердого топлива 4 стартового ракетного двигателя 3 имеет канал 5 с сверхкритическим соотношением длины канала к его диаметру более или равным 2,6, 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

СОЮЗ СОВЕТСКИХ

СОЦИАЛИСТИЧЕСКИХ

РЕСПУБЛИК (5()5 F 02 К 7/18

ГОСУДАРСТВЕННОЕ ПАТЕНТНОЕ

ВЕДОМСТВО СССР (ГОСПАТЕНТ СССР) ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

К ПАТЕНТУ (21) 4871981/23 (22) 09.10,90 (46) 15.05.93. Бюл. N 18 (71) Научно-исследовательский институт энергетического машиностроения МГТУ им.Н.Э. Баумана (72) В.И.Демидов, А.Г.Бочков и Т.Г.Александер (73) А,Г,Бочков (56) Б.В,Орлов, Г,Ю.Мазинг и др. "Основы проектирования ракетно-прямоточных двигателей". М., Машиностроение, 1967, с.15, рис,9 — 424.

Патент США hL 3115008, кл.60 — 245, 1963. э ((9) (! () (54) РАКЕТНО-ПРЯМОТОЧНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ (57) Изобретение относится к ракетной технике, в частности к ракетно-прямоточным двигателям. Цель изобретения заключается в улучшении энергомассовых характеристик. Заряд твердого топлива 4 стартового ракетного двигателя 3 имеет канал 5 с сверхкритическим соотношением длины канала к его диаметру более или равным 2,6. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

1816302

Составитель Л.Данилова

Техред М.Моргентал Корректор И,Муска

Редактор

Заказ 1650 Тираж Подписное

ВНИИПИ Государственного комитета по изобретениям и открытиям при ГКНТ СССР

113035, Москва, Ж-35. Раушская наб., 4/5

Производственно-издательский комбинат "Патент", г, Ужгород, ул.Гагарина, 101

Изобретение относится к ракетной тех-. нике. в частности к ракетно-прямоточным двигателям.

Целью предлагаемого изобретения является улучшение габаритно-массовых характеристик.

Указанная цель достигается тем, что в ракетно-прямоточном двигателе, содержащем размещенный в камере дожигания бессопловой стартовый ракетный двигатель с зарядом твердого топлива канального горения, заряд твердого топлива выполнен с соотношением длины канала к его диаметру более или равным 2,6; стартовый ракетный двигатель установлен в камере дожигания с кольцевым зазором; заряд твердого топлива выполнен многоканальным.

На чертеже изображен общий вид ракетно-прямоточного двигателя. Ракетнопрямоточный двигатель содержит корпус 1, в котором размещен маршевый ракетный двигатель 2 и бессопловой стартовый ракетный двигатель 3 с зарядом твердого топлива

4, с каналами 5, размещенный в камере дожигания 6 с зазором, воздухозаборник 7 и сопло 8.

При этом отношение длины канала заряда к его диаметру выбрано равным или более 2,6 при этом соотношении в канале поддерживается давление не менее критического, а скорость истечения газов не менее скорости звука.

Работает ракетно-прямоточный двигатель следующим образом, При запуске двигателя происходит вос- . пламенение каналов 5, из которых истекают продукты сгорания и которые эжектируют через воздухозаборник 7 атмосферный воз5 дух.

Продукты сгорания догорают в тракте сопла 8 и истекают в виде реактивных струй, обеспечивая необходимую стартовую тягу ракеты.

После полного выгорания заряда твердого топлива 4 стартового двигателя 3 запускается маршевый двигатель 2, продукты сгорания иэ которого догорают в камере дожигания 6 и через сопло 8 выбрасываются

15 в атмосферу.

Формула изобретения

1. Ракетно-прямоточный двигатель, содержащий размещенный в камере дожига20 ния бессопловый стартовый ракетный двигатель с зарядом твердого топлива канального горения, отличающийся тем, что, с целью улучшения габаритно-массовых характеристик, в нем заряд твердого топли25 ва выполнен с соотношением длины канала к его диаметру более или равным 2,6.

2. Двигатель по п.1, о т л и ч а ю щ и йс я тем, что в нем стартовый ракетный дви30 гатель установлен в камере дожигания с кольцевым зазором, 3. Двигатель по пп,1 и 2, о тл и ч а юшийся тем, что в нем заряд твердого топлива выполнен многоканальным.