Стартовый ускоритель голодяева для ракет

Стартовый ускоритель для ракеты содержит корпус двигателя, сопло с заглушкой, транспортно-пусковой контейнер, на дне которого расположен корпус двигателя, и камеру сгорания, в которой располагается термовыделяющий элемент, устройство воспламенения и рабочее тело. Рабочее тело представляет собой жидкий материал, образующий при горении термовыделяющего элемента перегретый пар. Термовыделяющий элемент выполнен из термитной смеси в форме полой трубки со стенками циклически переменной толщины и покрыт со всех сторон тонкостенным металлом с высокой теплопроводностью. Внутри камеры сгорания соосно термовыделяющему элементу расположена термостойкая трубка, имеющая длину, равную длине термовыделяющего элемента. Непосредственно над корпусом двигателя располагается насос с приводом для подачи рабочего тела в нижнюю часть камеры сгорания к термовыделяющему элементу, причем малая часть рабочего тела возвращается от насоса в пустые полости баков для их смачивания. Изобретение позволяет повысить надежность стартового ускорителя. 1 ил., 2 табл.

 

Изобретение относится к авиации и космонавтике, в частности к реактивным двигателям, способным работать как в атмосфере, так и в космосе, а именно относится к ракетной технике, стартовым ускорителям самолетов, стартовым ускорителям зенитных ракет дальнего действия в качестве короткоимпульсного стартового ускорителя большой мощности, или третьей ступени ракеты.

Целью изобретения является создание стартового ускорителя для ракет с активно реактивным (минометным) стартом, обеспечивающего:

- экологическую чистоту,

- с возможностью длительного хранения,

- способного помочь ракете преодолеть систему ПРО на активном участке полета за счет отсутствия светового импульса при старте до высоты 10-25 км, т.е. выше облачного слоя атмосферы, которая сильно выдает своей светимостью старты обычный ракет, и за счет расположения баков с водой снаружи транспортно-пускового контейнера,

- дешевого,

- пожаробезопасного и взрывобезопасного от внешнего источника нагрева.

Известны:

1. - Название «РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ», номер публикации №2313683. 3аявка №2006123116/06, С1. Дата публикации 2007.12.27, RU, 2006.06.30, 2007.12.27 индекс МПК F02K 7/00 (2006.01).

Реактивный двигатель содержит полый корпус с диффузором на одном его торце и выходным соплом на другом, а также установленное в корпусе устройство для поджига топливной смеси. Двигатель снабжен топливной камерой, смонтированной в корпусе таким образом, что внутренняя поверхность корпуса и наружная поверхность топливной камеры образуют диффузионный зазор, причем на торце топливной камеры, обращенном к диффузору, установлен обтекатель, а на другом его торце - выходное сопло, в полости топливной камеры, имеющей возможность соединения с топливным баком, размещен нагреватель, а на ее выходе - топливный клапан, при этом устройство поджига топливной смеси расположено за выходным соплом топливной камеры. Топливная камера или обтекатель могут быть установлены в корпусе с возможностью осевого перемещения, причем на корпусе могут быть установлены патрубки для подачи компонента топливной смеси в диффузионный зазор. Реактивный двигатель может содержать несколько скрепленных в блок корпусов, с топливной камерой в каждом из них. Изобретение обеспечивает упрощение конструкции и снижение стоимости (аналог).

Недостатком данной конструкции является сложность конструкции, наличие отдельных топливных камер и камеры сгорания, используется горючее рабочее тело - топливная смесь, высокая стоимость комплектующих и топливной смеси, высокая степень пожароопасности в снаряженном состоянии, т.к. большинство горючих жидкостей воспламеняются при температуре менее 500 градусов Цельсия, а при определенном соотношении окислитель-топливо возможен взрыв двигателя. Продукты органической химии, используемые в качестве топлив, в большей части токсичны для людей. Яркое излучение в оптическом диапазоне в момент старта и полета в плотной атмосфере (через облака), что позволяет легко фиксировать старт ракеты в оптическом диапазоне.

2. - Название «РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА», номер публикации №2141571, С1, Дата публикации. 1999.11.20, RU. Заявка №97109228/06. Дата подачи заявки 1997.05.30. Опубликовано 1999.11.20, МПК6, F02K 9/00.

Реактивный двигатель твердого топлива, для повышения эффективности конструкции камеры сгорания, упорядочивания процесса истечения газов, увеличения тяги, повышения надежности и безопасности конструкции ракетного двигателя, достигается в реактивном двигателе твердого топлива, содержащем корпус, цилиндрический топливный заряд с выполненной в нем камерой сгорания, согласно изобретению камера сгорания имеет форму конуса из негорючего материала с отверстиями для прохода газов, обращенного своей вершиной по ходу движения, причем внутри топливного заряда размещены металлические ленты, на которые подают электрический ток для создания электродуги (прототип).

Недостатком данной конструкции является наличие легко горючего твердого топлива, его взрывоопасность, возможность в разных температурных режимах окружающей среды к нелинейному горению топлива и к его взрыву. Яркое излучение в оптическом диапазоне в момент старта и полета в плотной атмосфере (через облака), что позволяет легко фиксировать старт ракеты в оптическом диапазоне.

3. - Название «Реактивный двигатель Голодяева» МПК6 F02K 7/00, МПК6 F02K 9/00, заявка на изобретение №200911699. Положительное решение 11.01.2010 г. Автор и заявитель Голодяев А.И. Адрес для переписки: 394088, Воронеж, ул. ген. Лизюкова 99-47.

Реактивный двигатель, содержащий корпус, сопло с заглушкой, камеру сгорания, в которой располагаются термовыделяющий элемент из термитной смеси и устройство воспламенения, а рабочее тело при горении термовыделяющего элемента превращается в перегретый пар, отличается тем, что термовыделяющий элемент выполнен в форме цилиндрической полой трубки со стенками циклически переменной толщины, поверхность термовыделяющего элемента, расположенного от сопла до задней стенки двигателя, покрыта со всех сторон тонкостенным металлом с высокой теплопроводностью, рабочее тело расположено в полостях камеры сгорания и представляет собой жидкий или твердый материал, камера сгорания разделена тонкостенными герметизирующими переборками поперек термовыделяющего элемента на один или более отсеков, внутри камеры сгорания соосно термовыделяющему элементу расположена термостойкая трубка, имеющая длину, равную длине термовыделяющего элемента (аналог).

Недостатком является то, что объем рабочего тела равен объему рабочей камеры, а это не позволяет защитить корпус ракеты рабочим телом при старте от теплового воздействия оптического квантового генератора (лазера) системы ПРО.

4. - Известно техническое решение US 3082666 A, МПК Р41Р 3/00, 1963, фиг.2, 8, в док 17 л.

Стартовый ускоритель для ракет, содержащий корпус двигателя, сопло с заглушкой, камеру сгорания, в которой располагается термовыделяющий элемент, устройство воспламенения и рабочее тело, представляющее собой жидкий материал и образующее при горении термовыделяющего элемента перегретый пар (прототип).

Недостатком является отсутствие защиты корпуса ракеты от поражения ее импульсом энергии от квантовых генераторов большой мощности системы ПРО.

Технический результат: решением является стартовый ускоритель ракеты, содержащий корпус двигателя, сопло с заглушкой, камеру сгорания, в которой располагается термовыделяющий элемент, устройство воспламенения и рабочее тело, представляющее собой жидкий материал и образующее при горении термовыделяющего элемента перегретый пар, отличается тем, что содержит транспортно-пусковой контейнер, на дне которого расположен корпус двигателя, при этом рабочее тело дополнительно расположено в баках снаружи транспортно-пускового контейнера, термовыделяющий элемент выполнен из термитной смеси в форме полой трубки со стенками циклически переменной толщины и покрыт со всех сторон тонкостенным металлом с высокой теплопроводностью, внутри камеры сгорания, соосно термовыделяющему элементу расположена термостойкая трубка, имеющая длину, равную длине термовыделяющего элемента, при этом непосредственно над корпусом двигателя располагается насос с приводом для подачи рабочего тела в нижнюю часть камеры сгорания к термовыделяющему элементу, а малая часть рабочего тела возвращается от насоса в пустые полости баков для их смачивания

Таким образом, ракета вместе со своим транспортно-пусковым контейнером производит старт и отрывается от земли. После выработки рабочего тела на высоте 10-25 км от Земли происходит минометный старт ракеты. Транспортно-пусковой контейнер падает на землю на парашюте, а ракета продолжает полет к цели, имея уже высокую начальную скорость (скорость транспортно-пускового контейнера в момент отделения). Для защиты от лазерного импульса происходит смачивание пустых внутренних полостей баков рабочим телом.

В качестве термовыделяющего элемента предпочтительно использованы термиты. В 60-х годах прошлого столетия выдающийся русский ученый Н.Н.Бекетов осуществил реакцию взаимодействия между окисью бария и алюминием и этим, а также дальнейшими своими исследованиями по получению щелочных металлов, действием на их соединения металлического алюминия положил начало новой отрасли металлургии - алюминотермии. Реакции, протекающие по схеме МО+М1=M1O+М+Q ккал, где МО - окисел металла и M1 - металл, применяющийся для восстановления (алюминий), были им названы алюминотермическими реакциями, а реакционноспособные смеси окислов металла с другим металлом получили название термитов. В качестве примера можно привести хорошо известную реакцию горения железоалюминиевого термита: Fe2O3+2Al=2Fe+Al2O3+198 ккал.

Алюминотермические реакции нашли большое применение в гражданской промышленности для получения в большом количестве чистых безуглеродистых металлов: хрома, марганца и др. Железоалюминиевый термит широко применяется для сварки черных металлов (алюминотермическая сварка рельсов). Характерными особенностями, отличающими процесс горения термитов от горения других пиротехнических составов, являются:

1) отсутствие при горении газообразных продуктов реакции, что обусловливает беспламенность горения;

2) высокая температура реакции горения; для большинства применяемых термитов она находится в пределах 2000-2800°С;

3) образование при горении расплавленных огненно-жидких шлаков.

Из других качеств следует указать трудность воспламенения термитов (температура самовоспламенения всех алюминиевых термитов выше 800°С, температура самовоспламенения железоалюминиевого термита составляет 1300°С) и большую плотность вследствие применения для их изготовления окислов, имеющих большой удельный вес (например, Fe2O3 - уд. вес 5,1).

По опытам количество теплоты, выделяющееся при горении термитов, должно быть не менее 0,55 ккал на 1 г состава; в противном случае реакция горения протекает с трудом и не доходит до конца. Исходя из этого положения и учитывая то большое количество теплоты, которое должно быть затрачено на разложение окисла металла, становится очевидным, что в термитах могут быть использованы только высококалорийные горючие. Свойства некоторых простых веществ, характеризующие возможность их применения в термитах, приведены в таблице 1. Наиболее подходящим горючим для термитов как по калорийности и значительному удельному весу, так и по сравнительно низкой температуре плавления (2050°С) окисла является алюминий. Применению магния, кроме экономических соображений и малого удельного веса, препятствует еще высокая температура плавления его окиси (2800°С).

Горючее для термитов

Таблица 1

Горючее Удельный вес горючего Формула окиси Теплота образования окиси, считая на 1 г-атом кислорода Рецепт термита Тепловой эффект сгорания 1 г термита, ккал
% Fe2O3 % горючего
Al 2,7 Al2O3 131 75 25 0,93
Mg 1,7 MgO 146 69 31 1,05
Са 1,5 CaO 152 57 43 0,93
Ti 4,5 TiO2 109 69 31 0,57
Si 2,3 SiO2 104 79 21 0,58
B 2,3 B2O3 101 88 12 0,59

Опытом установлено, что железомагниевый термит совсем не дает жидких растекающихся шлаков. Применение в термитах Са, Ti, Si и В в качестве индивидуальных горючих не представляется целесообразным, но сплавы их могут представлять в этом отношении некоторый интерес. Термит, в котором в качестве горючего был взят сплав CaSi (в весовом соотношении 2:1), давал весьма легкоплавкие шлаки. Сплав CaSi достаточно коррозионноустойчив на воздухе, а тепловой эффект изготовленного с его участием термита составляет 0,7 ккал/г; присутствие в термите кремния замедляет процесс горения. Понижение температуры затвердевания шлаков происходит за счет образования силиката кальция CaSiO3, имеющего температуру плавления 1512°С. Особая легкоплавкость шлаков, получающихся при сгорании смеси двух термитов - железоалюминиевого и железокальциевого, взятых в весовом соотношении 60:40. Тепловой эффект такой смеси составляет 0,9 ккал/г. Соединение 5СаО·3Al2O3 плавится при температуре около 1400°С. Алюмосиликаты, образующиеся при горении железоалюминиевого термита, содержащего кремний, имеют более высокую температуру плавления. Так, силлиманит Al2O3·SiO2 плавится три 1816°С. Окисел, применяющийся для изготовления термитов, должен удовлетворять следующим требованиям:

1) иметь минимальную теплоту образования;

2) содержать достаточное количество кислорода (не менее 25-30%);

3) иметь по возможности больший удельный вес;

4) восстанавливаться в металл, имеющий низкую температуру плавления и высокую температуру кипения.

Свойства некоторых окислов приведены в таблице 2.

Таблица 2

Окись Теплота образования окиси, считая на 1 г-атом кислорода Содержание кислорода в оксиде, % Удельный вес оксида Рецепт термита Тепловой эффект сгорания 1 г термита, ккал
% оксида % алюминия
B2O3 101 69 1.8 56 44 0,73
SiO2 104 53 2,2 63 37 0,56
Cr2O3 90 32 5,2 74 26 0,60
MnO2 62 37 5,0 71 29 1,12
Fe2O3 66 30 5,1 75 25 0,93
CuO 38 20 6,41 81 29 0,94
Pb3O4 43 9 9,1 90 10 0,47

Хром плавится при 1800°С, кипит при 2300°С. Медь плавится при 1083°С, кипит при 2360°С. Окиси элементов с малым атомным весом малопригодны к употреблению в термитах вследствие того, что они имеют значительную теплоту образования и малый удельный вес. Применению окислов металлов с большим атомным весом (например, Pb3O4) препятствует малое содержание в них кислорода; термиты, изготовленные с их участием, содержат мало горючего и выделяют при сгорании недостаточное количество тепла. Наиболее целесообразным следует считать применение в термитах окислов металлов, имеющих средний атомный вес [примерно от 40 до 80 (см. табл.)]. Окись меди в присутствии соответствующих восстановителей весьма легко отдает свой кислород; горение медно-алюминиевого термита протекает с большими скоростями и напоминает собой взрыв. Выделяющийся при горении марганцево-алюминиевого термита металлический марганец имеет по сравнению с железом более низкую температуру кипения (2000°С); при горении происходит его бурное испарение:

3MnO2+4Al-3Mn+2Al2O3+411 ккал.

Хромово-алюминиевый термит горит сравнительно медленно, но выделяет при горении значительно меньшее количество тепла, чем другие термиты:

Cr2O3+2Al=2Cr+Al2O3+123 ккал.

Наиболее приемлемым со всех точек зрения следует считать применение в качестве зажигательного состава железоалюминиевого термита. Для изготовления железоалюминиевого термита чаще применяют не окись железа (Fe2O3), а железную окалину Fe3O4 (закись-окись железа). Уравнение реакции горения термита в этом случае следующее:

3Fe3O4+8Al=4A12O3+9Fe+774 ккал, где:

W(Fe3O4)=76%

W(Al)=24%

W(Al2O3)=45%

W(Fe)=55%

Одним из положительных факторов железо-алюминиевого термита следует считать малую текучесть и быстрое затвердевание образующихся при его горении шлаков. Порошкообразный железоалюминиевый термит имеет гравиметрическую плотность 1,8-2,0, спрессованный (с добавкой нескольких процентов цементатора) - 3-3,4. На прессах большой мощности, позволяющих осуществить давления порядка 3000-6000 кг/см2, термит хорошо прессуется и без добавки цементатора; спрессованный термит имеет большую механическую прочность. Для изготовления термита берут железную окалину и порошок алюминия грубо измельченные (сито №8-10); присутствие пыли не допускается, так как ее наличие сильно ускоряет процесс горения термита. Образцы термита обычного измельчения без запрессовки весом в 1 кг сгорают за 15-20 сек; те же образцы, но спрессованные под давлением 200 кг/см2, сгорают за 35-50 сек. Термитный брикет весом в 1 кг, имеющий форму цилиндра высотой 15,5 см и диаметром 5,5 см, сгорает за 40 сек. 50 г термита проплавляют лист железа толщиной в 2 мм в течение нескольких секунд. Чистый железоалюминиевый термит, не содержащий добавок, невзрывчат, не чувствителен к прострелу пулей и весьма мало чувствителен как к механическим, так и к тепловым воздействиям. Воспламенение железоалюминиевого термита нельзя осуществить ни при помощи спичек, ни от стопина, ни от обычных воспламенительных составов. Для воспламенения порошкообразного термита предложено несколько различных смесей. Все они содержат в качестве горючего магниевый порошок или тонкоизмельченную алюминиевую пудру.

Воспламенительные смеси:

SiO2 - 55%

Магния - 45%

MnO2 - 68%

Алюминиевого порошка - 7,5%

Алюминиевой пудры - 7,5%

Магниевого порошка - 17%

BaO2 - 88%

Магния - 12%

А.А Шидловский. Основы пиротехники. Москва.

В качестве рабочего тела предпочтительно использовать воду H2O. Вес 1 моля воды 18 грамм. В парообразном состоянии в виде газа в нормальных условиях имеет объем в 22,4 литра. 1800 грамм воды это 100 молей или 2240 литров насыщенного водяного пара. Если этот пар нагреть до температуры в 100°C, то с учетом коэффициента объемного расширения газов (Гей-Люсака), равного 0,00366 на 1 градус, объем пара будет равен будет 3060 литров, а при нагреве в 1500°C - объем в 14537 литров. 1 грамм ракетного топлива на основе аммиачной селитры с гексогеном и алюминиевой пудрой выделяет около 2 литров газа, а 1800 грамм дают около 3600 литров газа, что составляет около 30 процентов относительно перегретого пара. С учетом веса термита превышение объема пара над объемом пороховых газов приблизительно в 1,5 раза при температуре пара в 700°C, и в 2 раза при температуре пара в 1500°C.

Наилучшие показатели у железоалюминиевого термита

3Fe3O4+8Al=4Al2O3+9Fe+774 ккал.

Если в замкнутом объеме, равном объему воды, нагреть воду до 400°C, то вода будет в виде пара при любом давлении. Т.е. 774 Ккал тепла от 3 молей окиси железа и 8 молей алюминия могут нагреть до 774°C 1000 грамм воды, или около 450 грамм воды до температуры приблизительно в 1500°C. Это создает одномоментное давление в первоначальном объеме жидкости в 1,8 литра в 8000 кг на сантиметр квадратный. Расчетное сечение сопла двигателя позволяет удерживать давление в пределах 100-400 кг на сантиметр квадратный, а значит, если внутри камеры сгорания будет находиться большой излишек рабочего тела, то его выбросит через сопло со скоростью выхода пара, что увеличит тягу двигателя. Для нормальной работы двигателя достаточно создать объем пара, постоянно поддерживающий давление в пределах прочности корпуса двигателя, а остальной объем может занимать вода с низкой температурой. Этот эффект обеспечивается свойствами расплавленного металла: создавать вокруг металла слой перегретого газа. И величина этого газа зависит от площади горения термита. Площадь обеспечивается волнообразной поверхностью термита (циклической переменной толщиной). Т.о. объем воды может многократно превосходить объем и массу термита.

На чертеже изображен «Стартовый ускоритель Голодяева для ракет».

Статика

Стартовый ускоритель для ракеты (см. чертеж) состоит из корпуса двигателя (1), сопла (2) с заглушкой (3), камеры сгорания (4), в которой располагается термовыделяющий элемент (5), устройство воспламенения (6) и рабочее тело (7), представляющее собой жидкий материал (8) и образующее при горении термовыделяющего элемента (5) перегретый пар (9), отличается тем, что содержит транспортно-пусковой контейнер (10), на дне (11) которого расположен корпус двигателя (1), при этом рабочее тело (7) дополнительно расположено в баках (12) снаружи транспортно-пускового контейнера (10), термовыделяющий элемент (5) выполнен из термитной смеси в форме полой трубки (13) со стенками (14) циклически переменной толщины и покрыт со всех сторон тонкостенным металлом (15) с высокой теплопроводностью, внутри камеры сгорания (4), соосно термовыделяющему элементу (5), расположена термостойкая трубка (16), имеющая длину, равную длине термовыделяющего элемента (5), при этом непосредственно над корпусом двигателя (1) располагается насос (17) с приводом (18) для подачи рабочего тела (7) в нижнюю часть (19) камеры сгорания (4) к термовыделяющему элементу (5), а малая часть рабочего тела (7) возвращается от насоса (17) в пустые полости (20) баков (12) для их смачивания

Работа

При горении термовыделяющего элемента (5) происходит превращение рабочего тела в перегретый пар. Из нижней части (19) камеры сгорания (4) пар (9) проходит вокруг термовыделяющего элемента (5) вдоль его стенок (14) с циклически переменной толщиной, которые обеспечивают большую площадь соприкосновения пара (9) и рабочего тела (7) с термовыделяющим элементом (5). Далее пар (9) попадает с термостойкую трубку (16) и по ней идет к соплу (2). Малая часть рабочего тела (7) идет обратно в баки (12), расположенные вокруг пускового контейнера (10), и смачивает наружные стенки (22) баков (12). Это позволяет исключить перегрев стенок пускового контейнера (10) от энергии квантового генератора системы ПРО. Работа стартового ускорителя происходит без выделения мощного светового импульса, а значит, ракетный старт не освещает место старта и окружающие облака, и его невозможно зафиксировать оптическими приборами со спутников разведки. Тепловое излучение (инфракрасный диапазон) зафиксируют приборы спутников разведки только в точке старта малой площади (точку нагрева почвы) и инверсионный след, сопоставимый со следом от самолета большой грузоподъемности. Старт ракеты (21) из транспортно-пускового контейнера (10) происходит на высоте значительно выше слоя облаков (в стратосфере). Ракета (21) уже имеет значительную скорость, Вспышка и свет от горения топлива двигателя уже менее заметен, при этом ракета может пролететь значительно большее расстояние до цели, или взять с собой большее количество вооружения. Из-за большой скорости полета попасть в корпус летящей ракеты (21) и удержать импульс квантового генератора на одном месте для прогрева до разрушения ракеты будет очень затруднительно.

Технико-экономические показатели относительно прототипа значительно выше, т.к. позволяют сохранить большее число ракет от системы ПРО.

Перечень позиций:

1 - корпус двигателя

2 - сопло

3 - заглушка

4 - камера сгорания

5 - термовыделяющий элемент

6 - устройство воспламенения

7 - рабочее тело

8 - жидкий материал

9 - перегретый пар

10 - транспортно-пусковой контейнер

11 - дно контейнера (10)

12 - бак

13 - термитная смесь в форме полой трубки

14 - стенка циклически переменной толщины

15 - тонкостенный металл

16 - термостойкая трубка

17 - насос

18 - привод

19 - нижняя часть камеры сгорания

20 - полость бака

21 - ракета

22 - наружная стенка бака

Стартовый ускоритель для ракеты, содержащий корпус двигателя, сопло с заглушкой, камеру сгорания, в которой располагается термовыделяющий элемент, устройство воспламенения и рабочее тело, представляющее собой жидкий материал и образующее при горении термовыделяющего элемента перегретый пар, отличающийся тем, что содержит транспортно-пусковой контейнер, на дне которого расположен корпус двигателя, при этом рабочее тело дополнительно расположено в баках снаружи транспортно-пускового контейнера, термовыделяющий элемент выполнен из термитной смеси в форме полой трубки со стенками циклически переменной толщины и покрыт со всех сторон тонкостенным металлом с высокой теплопроводностью, внутри камеры сгорания соосно термовыделяющему элементу расположена термостойкая трубка, имеющая длину, равную длине термовыделяющего элемента, при этом непосредственно над корпусом двигателя располагается насос с приводом для подачи рабочего тела в нижнюю часть камеры сгорания к термовыделяющему элементу, а малая часть рабочего тела возвращается от насоса в пустые полости баков для их смачивания.



 

Похожие патенты:
Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к бронесоставу для покрытия заряда твердого ракетного топлива. .

Изобретение относится к ракетным двигателям твердого топлива (РДТТ) и предназначено для всех типов ракет, от ручных гранатометов и систем залпового огня до ракет подводных лодок и космических.

Изобретение относится к области ракетной техники, более конкретно к катапультному устройству для малогабаритных ракет либо другого полезного груза. .

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

Изобретение относится к авиации и космонавтике, в частности к реактивным двигателям, способным работать как в атмосфере, так и в космосе, и может быть использовано для установки на аэрокосмических летательных аппаратах, а именно относится к ракетной технике, к реактивным двигателям ракет залпового огня типа земля-земля, стартовым ускорителям самолетов, стартовым ускорителям зенитных ракет дальнего действия в качестве короткоимпульсного стартового ускорителя большой мощности.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании твердотопливных микродвигателей ракетного снаряда. .

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении газогенераторов твердого топлива к катапультным устройствам ракет и другим динамично работающим устройствам с использованием твердотопливных зарядов.

Изобретение относится к области ракетной техники, а более конкретно к области твердотопливных газогенерирующих систем, которые могут быть использованы в других отраслях народного хозяйства, где требуется производство газов под давлением.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к ракетным двигателям для подводных ракет. .

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к двигательным установкам бозоткатного орудия. .

Изобретение относится к двигателю, использующему воздух, движущийся со сверхзвуковыми скоростями для сжатия, сжигания и расширения. .

Изобретение относится к области воздушных и ракетных реактивных двигателей. .

Изобретение относится к авиации и космонавтике, в частности к реактивным двигателям, способным работать как в атмосфере, так и в космосе, и может быть использовано для установки на аэрокосмических летательных аппаратах, а именно относится к ракетной технике, к реактивным двигателям ракет залпового огня типа земля-земля, стартовым ускорителям самолетов, стартовым ускорителям зенитных ракет дальнего действия в качестве короткоимпульсного стартового ускорителя большой мощности.

Изобретение относится к авиадвигателестроению. .

Изобретение относится к авиадвигателестроению. .

Изобретение относится к бесклапанным пульсирующим воздушно-реактивным двигателям, в частности к двигателям беспилотных летательных аппаратов

Изобретение относится к авиации и космонавтике, в частности к реактивным двигателям, способным работать как в атмосфере, так и в космосе, а именно относится к ракетной технике, стартовым ускорителям самолетов, стартовым ускорителям зенитных ракет дальнего действия в качестве короткоимпульсного стартового ускорителя большой мощности, или третьей ступени ракеты

Наверх