Ракетный двигатель твердого топлива



Ракетный двигатель твердого топлива
Ракетный двигатель твердого топлива
Ракетный двигатель твердого топлива
Ракетный двигатель твердого топлива
Ракетный двигатель твердого топлива
Ракетный двигатель твердого топлива
Ракетный двигатель твердого топлива
Ракетный двигатель твердого топлива
Ракетный двигатель твердого топлива
Ракетный двигатель твердого топлива
Ракетный двигатель твердого топлива

 


Владельцы патента RU 2459103:

Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" (RU)

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива с отсечкой тяги посредством узла гидрогашения. Ракетный двигатель содержит корпус, сопло и узел гидрогашения. Узел гидрогашения состоит из зафиксированного стопорным устройством дифференциального поршня и узлов впрыска. Дифференциальный поршень образован частями большого и малого диаметра и установлен с возможностью продольного перемещения в стакане, заполненном жидким хладагентом. Узел гидрогашения закреплен посредством стоек внутри корпуса, а часть дифференциального поршня, имеющая малый диаметр, выведена в расширяющуюся часть сопла. Узлы впрыска выполнены в цилиндрической стенке стакана или в обоймах и расположены в несколько рядов, распределенных по длине стакана. У обращенного к соплу торца стакана установлена с возможностью продольного перемещения заслонка. Заслонка связана с расположенной у обращенного к соплу торца стакана обоймой, размещенной с возможностью продольного перемещения на наружной поверхности стакана. Обойма имеет Г-образное сечение, полка которого контактирует с ободом, выполненным на наружной поверхности стакана, и образует внутреннюю полость обоймы, сообщенную с внутренней полостью стакана. Изобретение позволяет повысить эффективность гидрогашения и уменьшить импульс последействия. 2 з.п. ф-лы, 11 ил.

 

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ) с отсечкой тяги посредством узла гидрогашения (УГГ).

Известны [М.И.Соколовский, Г.А.Зыков, Е.И.Иоффе, Лянгузов С.В. Обзор конструктивно-компоновочных схем РДТТ с узлом гидрогашения: Труды МИТ - наука, техника, производство. Том 7, часть 1. Москва, 2004] различные схемы РДТТ с узлом гидрогашения, многие из которых (например, снабженные пороховым аккумулятором давления (ПАДом) для вытеснения жидкого хладагента в гасимый объем) характеризуются неоптимальным («пушечным») режимом впрыска. «Пушечный» впрыск эффективен при охлаждении газового объема, обеспечивающем первоначальное гашение. Однако большая часть мгновенно введенного в камеру сгорания жидкого хладагента выносится газовым потоком из камеры и не обеспечивает эффективного охлаждения глубинных слоев прогретых элементов конструкции. В результате при дальнейшем перераспределении тепла возникает опасность повторного самовоспламенения заряда от аккумулированного в стенках камеры тепла [Управляемые энергетические установки на твердом ракетном топливе / В.И.Петренко, М.И.Соколовский, Г.А.Зыков, С.В.Лянгузов и др. Под общ. ред. М.И.Соколовского и В.И.Петренко. - М.: Машиностроение, 2003, 464 с., ил., страницы 177-185]. Следующим недостатком УГГ с ПАДом являются большие динамические нагрузки на летательный аппарат при срабатывании ПАДа.

Указанные недостатки устранены в ракетном двигателе твердого топлива [Патент РФ №2100635], содержащем корпус, сопло и выполненный в нем узел гидрогашения, состоящий из зафиксированного стопорным устройством дифференциального поршня, установленного с возможностью продольного перемещения в стакане, заполненном жидким хладагентом. Главным достоинством указанного РДТТ является авторегулируемый (по внутрикамерному давлению и по положению дифференциального поршня) режим впрыска. В начальный момент гашения при большом внутрикамерном давлении впрыск интенсивный, а с уменьшением давления интенсивность впрыска уменьшается, обеспечивая оптимальный режим охлаждения конструкции [Управляемые энергетические установки на твердом ракетном топливе / В.И.Петренко, М.И.Соколовский, Г.А.Зыков, С.В.Лянгузов и др. Под общ. ред. М.И.Соколовского и В.И.Петренко. - М.: Машиностроение, 2003, 464 с., ил., страницы 185-198]. Динамические нагрузки в процессе срабатывания авторегулируемого УГГ минимальны. Эффективность и надежность авторегулируемого гидрогашения, отсутствие динамических нагрузок при срабатывании УГГ экспериментально подтверждены авторами при проведении нескольких огневых стендовых испытаний с успешным гашением. Недостатком рассматриваемой конструкции является проблематичность ее использования в РДТТ, имеющих большое удлинение корпуса.

Наиболее близким по технической сущности и достигаемому положительному эффекту к предлагаемому изобретению является ракетный двигатель твердого топлива [Патент РФ №2397356], содержащий корпус, сопло и узел гидрогашения. Узел гидрогашения состоит из зафиксированного стопорным устройством дифференциального поршня, образованного частями большого и малого диаметра и установленного с возможностью продольного перемещения в стакане, заполненном жидким хладагентом, и узлов впрыска. Узел гидрогашения закреплен посредством стоек внутри корпуса, а часть дифференциального поршня, имеющая малый диаметр, выведена в расширяющуюся часть сопла. Узлы впрыска выполнены в цилиндрической стенке стакана (или в обоймах) и расположены в несколько рядов, распределенных по длине стакана. В указанном РДТТ внутрикамерное давление в процессе гашения меняется в соответствии с текущей стадией гашения. Т.к. внутрикамерное давление обеспечивает движущую дифференциальный поршень силу, гашение происходит в авторегулируемом режиме. В [Управляемые энергетические установки на твердом ракетном топливе / В.И.Петренко, М.И.Соколовский, Г.А.Зыков, С.В.Лянгузов и др. Под общ. ред. М.И.Соколовского и В.И.Петренко. - М.: Машиностроение, 2003, 464 с., ил., страницы 180-185] показано, что эффективность охлаждения существенно увеличивается при увеличении времени впрыска. Эффективность охлаждения увеличивается как за счет увеличенного времени орошения, так и за счет того, что впрыск производится в газожидкостной объем, имеющий уже низкое давление. Чем ниже это давление, тем меньше непрореагировавших капель охладителя выносятся из камеры через сопло при свободном истечении газожидкостной смеси. Тангенциальный наклон отверстий узлов впрыска и винтовые каналы создают вихревую закрутку газожидкостной смеси, прижимая центробежными силами капли охладителя к стенке. Реализация авторегулируемости гашения в процессе движения дифференциального поршня обеспечивает эффективность гашения. Однако авторегулируемость, реализованная только во время движения дифференциального поршня, оставляет резерв дальнейшего повышения эффективности гашения в период после остановки дифференциального поршня. В самом деле, авторегулируемость увеличивает время впрыска в десятки (в лучшем случае, в сотни) раз (с 0,003 секунды (необходимых для гашения газового объема) до 0,1-1,0 секунд, обеспечивающих хоть какой-то отбор тепла от прогретой конструкции), а перераспределение тепла в прогретых участках конструкции до опасного уровня по времени является более длительным процессом (10-100 секунд и более). Если при простом авторегулируемом впрыске жидкий хладагент в камеру вводится не мгновенно, а в течение 0,1-1,0 секунд, то значительная его часть (с учетом центробежной закрутки, обуславливающей поджатие капель к охлаждаемым стенкам) расходуется на охлаждение конструкции. Однако не менее значительная часть введенного в камеру сгорания жидкого хладагента выносится газовым потоком из камеры, не успевая обеспечить эффективного охлаждения глубинных слоев прогретых элементов конструкции. Эффективность гашения существенно повысится, если в момент гашения (но не раньше!) закрыть сопло.

Рассматриваемый РДТТ характеризуется определенным значением импульса последействия (интеграла остаточной тяги, набираемого после команды на отсечку тяги), обусловленным истечением холодной (т.е. имеющей большую плотность, а значит, большой массовый расход через сопло) газожидкостной смеси.

Технической задачей настоящего изобретения является повышение эффективности авторегулируемого гидрогашения РДТТ, уменьшение импульса последействия.

Сущность изобретения заключается в том, что в известном ракетном двигателе твердого топлива, содержащем корпус, сопло и узел гидрогашения, состоящий из зафиксированного стопорным устройством дифференциального поршня, образованного частями большого и малого диаметра и установленного с возможностью продольного перемещения в стакане, заполненном жидким хладагентом, и узлов впрыска, при этом узел гидрогашения закреплен посредством стоек внутри корпуса, а часть дифференциального поршня, имеющая малый диаметр, выведена в расширяющуюся часть сопла, причем узлы впрыска выполнены в цилиндрической стенке стакана (или в обоймах) и расположены в несколько рядов, распределенных по длине стакана, у обращенного к соплу торца стакана установлена с возможностью продольного перемещения заслонка. Заслонка связана с расположенной у обращенного к соплу торца стакана обоймой. Обойма размещена с возможностью продольного перемещения на наружной поверхности стакана и имеет Г-образное сечение, полка которого контактирует с ободом, выполненным на наружной поверхности стакана, и образует внутреннюю полость обоймы, сообщенную с внутренней полостью стакана. Между заслонкой в ее крайнем выдвинутом положении и соплом может быть выполнен зазор. Заслонка может быть зафиксирована шариковым замком, блокиратором которого является элемент дифференциального поршня.

Технический результат достигается перекрытием сопла заслонкой в момент резкого спада внутрикамерного давления при охлаждении газового объема и соответствующего прекращения газоприхода от заряда вследствие его гашения. Перекрытие сопла заслонкой существенно снижает вынос газовым потоком из камеры газожидкостной смеси с каплями жидкого хладагента. Сохраненные таким образом капли жидкого хладагента в течение длительного времени (сотни секунд) взаимодействуют с ранее прогретыми элементами конструкции, в которых поверхность повторно начинает нагреваться ввиду перераспределения тепла по глубине стенки. Капли жидкого хладагента отбирают тепло от элементов конструкции, уменьшая их разогрев. Сами капли при этом нагреваются и испаряются. Соответственно, давление газожидкостной смеси в случае полной замкнутости внутрикамерного объема может вырасти до значительных величин. При наличии зазора между заслонкой в ее крайнем выдвинутом положении и соплом через данный зазор наблюдается небольшое истечение газожидкостной смеси наружу. При наличии такого истечения достигается ограничение роста внутрикамерного давления, а со временем давление падает до нуля (после полного истечения газожидкостной смеси). Целесообразность введения в конструкцию шарикового замка, фиксирующего заслонку, объясняется следующим. На обоймы и заслонку при работе РДТТ со стороны скоростного потока продуктов сгорания действует газодинамическая сила, стремящаяся сдвинуть указанные элементы в сторону сопла. Если для остальных обойм вопрос решается тем, что их рабочий ход направлен против потока, то рабочий ход заслонки должен быть направлен в сторону сопла. Это ставит вопрос фиксации заслонки (т.е. введения в конструкцию шарикового замка).

Повышение эффективности гашения проявляется в снижении потребной массы жидкого хладагента и (или) повышении надежности гашения.

Ввиду того, что в момент гашения расход через сопло, перекрытое заслонкой, прекращается, импульс последействия предложенного РДТТ является минимальным. Наличие зазора между заслонкой и соплом картину практически не меняет, т.к. энергия газожидкостной смеси при дросселировании через зазор рассеивается и гасится, практически не создавая тягу.

Данное техническое решение не известно из патентной и технической литературы.

Изобретение поясняется следующим графическим материалом:

на фиг.1 показан РДТТ в исходном состоянии;

на фиг.2 показан разрез А-А фиг.1

на фиг.3 показан разрез Б-Б фиг.1;

на фиг.4 показана выноска В фиг.1;

на фиг.5 показана выноска Г фиг.1;

на фиг.6 показана выноска Д фиг.1;

на фиг.7 показана выноска Д фиг.1 с вариантом фиксации заслонки шариковым замком;

на фиг.8 показан РДТТ на начальной стадии гашения (гашения газового объема);

на фиг.9 показан разрез Ж-Ж фиг.8;

на фиг.10 показан разрез З-З фиг.8;

на фиг.11 показан РДТТ на второй стадии гашения (охлаждения прогретых элементов конструкции).

Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус 1, сопло 2 и узел 3 гидрогашения (УГГ). УГГ 3 состоит из дифференциального поршня 4, установленного с возможностью продольного перемещения в стакане 5, подпоршневая полость 6 которого заполнена жидким хладагентом 7. Наружное теплозащитное покрытие стакана 5 выполнено из быстроуносимых материалов, т.е. из материалов, минимально накапливающих тепло. УГГ 3 закреплен посредством стоек 8 внутри корпуса 1. Стойки 8 установлены на открытом торце стакана 5 и закреплены на переднем днище корпуса 1. Дифференциальный поршень 4 зафиксирован стопорным устройством 9. Часть 10 дифференциального поршня 4, имеющая малый диаметр, выведена в расширяющуюся часть сопла 2. При работе РДТТ торец части 10 дифференциального поршня 4, имеющей малый диаметр, находится в зоне низкого давления. Узлы 11 впрыска выполнены в цилиндрической стенке стакана 5 (или в обоймах 12, 18) и расположены в несколько рядов, распределенных по длине стакана 5. Если узлы 11 впрыска выполнены в обоймах 12, то обоймы 12 размещены с возможностью продольного перемещения на наружной поверхности стакана 5. Они имеют Г-образное сечение (фиг.4, 5), полка которого контактирует с ободом 13, выполненным на наружной поверхности стакана 5, и образует внутреннюю полость 14 обоймы 12. Внутренняя полость 14 обоймы 12 сообщена с внутренней полостью стакана 5 (которая в исходном состоянии РДТТ совпадает с подпоршневой полостью 6). Узлы 11 впрыска выполнены в виде отверстий 15, имеющих тангенциальный наклон к цилиндрической стенке стакана 5 (фиг.9, 10). Вблизи открытого торца стакана 5 на его цилиндрической стенке с внутренней стороны выполнены винтовые каналы 16. У обращенного к соплу 2 торца стакана 5 установлена с возможностью продольного перемещения заслонка 17. Заслонка 17 связана с расположенной у обращенного к соплу 2 торца стакана 5 обоймой 18, в которой выполнен узел 11 впрыска. Конструктивная схема обоймы 18 аналогична обойме 12. Обойма 18 имеет Г-образное сечение (фиг.6, 7), полка которого контактирует с ободом 13, выполненным на наружной поверхности стакана 5, и образует внутреннюю полость 14 обоймы 18. Внутренняя полость 14 обоймы 18 сообщена с внутренней полостью стакана 5 (которая в исходном состоянии РДТТ совпадает с подпоршневой полостью 6). Обойма 18 отличается от обойм 12 тем, что ее рабочий ход обязательно направлен в сторону сопла 2 (у обойм 12 он может быть направлен как в противоположную сторону (предпочтительнее), так и в сторону сопла 2), а величина хода обоймы 18 увеличена и равна длине заслонки 17. Обойма 18 связана с заслонкой 17. На фиг.7 показан вариант, когда заслонка 17 зафиксирована шариковым замком, блокиратором 19 которого является элемент дифференциального поршня 4. Шариковый замок содержит стопоры 20 (кулачки или шарики), контактирующие в исходном состоянии с блокиратором 19. Между заслонкой 17 в ее крайнем выдвинутом положении и соплом 2 выполнен зазор 21 (фиг.11). Конструктивное исполнение зазора 21 может быть различным. Это может быть или зазор между торцами сопла 2 и заслонки 17 (как показано на фиг.11), или радиальный зазор при выполнении заслонки 17 диаметром, меньшим диаметра критического (минимального) сечения сопла 2, или прорези на кромке заслонки 17. РДТТ снаряжен зарядом 22 и воспламенителем 23.

Устройство работает следующим образом. Запуск РДТТ производится при подаче тока на пиропатрон воспламенителя 23. После срабатывания воспламенителя 23 и соответствующего воспламенения заряда 22 появляется давление продуктов сгорания в корпусе 1 и РДТТ выходит на режим маршевой тяги. Внутрикамерное давление в подпоршневую полость 6 стакана 5 при этом не передается, т.к. воздействие этого давления на дифференциальный поршень 4 воспринимается стопорным устройством 9, удерживающим дифференциальный поршень 4 на месте. Соответственно, давление жидкого хладагента 7 равно нулю. Обоймы 12 и 18 и, соответственно, узлы 11 впрыска при этом находятся в закрытом положении. При подаче команды на отсечку тяги срабатывает стопорное устройство 9 и дифференциальный поршень 4 расфиксируется. Давление жидкого хладагента 7 при этом возрастает до значения, превышающего (вследствие разности площадей дифференциального поршня 4 (со стороны газа и со стороны жидкого хладагента 7)) давление продуктов сгорания в корпусе 1. Давление жидкого хладагента 7 во внутренних полостях 14 обойм 12 сдвигает обоймы 12 таким образом, что отверстия 15 становятся открытыми. Начинается движение дифференциального поршня 4, вытесняющего жидкий хладагент 7 из подпоршневой полости 6 в корпус 1 в авторегулируемом режиме. Уравнения, описывающие движение дифференциального поршня 4, а также процессы в УГГ 3 и корпусе 1 приведены в [там же, страницы 193-197]. Начальная стадия гашения длится 0,003-0,006 секунды. Она характеризуется быстрым разгоном дифференциального поршня 4 под действием высокого (пока не наступило гашение) давления в корпусе 1 и интенсивным впрыском через все узлы 11 впрыска и винтовые каналы 16 (фиг.9, 10). Большая часть расхода впрыскиваемого жидкого хладагента 7 приходится именно на винтовые каналы 16, работающие подобно большой центробежной форсунке. При этом вихревой поток «стекает» со стоек 8 в тангенциальном направлении (фиг.9, 10). В корпусе 1 у переднего днища возникает зона, занятая холодной газожидкостной смесью, распространяющаяся по свободному объему к соплу 2 (фиг.11). После начала движения дифференциального поршня 4 начинается движение заслонки 17 в сторону сопла 2 под действием давления жидкого хладагента 7 во внутренней полости 14 обоймы 18. Если заслонка 17 была зафиксирована шариковым замком, блокиратором 19 которого является элемент дифференциального поршня 4 (фиг.7), то при начале движения дифференциального поршня 4 блокиратор 19 освобождает стопоры 20, расфиксируя заслонку 17. Перекрытие сопла 2 заслонкой 17 в данный момент допустимо (по критерию не превышения разрушающего значения внутрикамерного давления), т.к. газоприход от заряда 22 уже прекратился, а давление в корпусе 1 снизилось вследствие резкого охлаждения газового объема. Дифференциальный поршень 4 на момент окончания первой стадии гашения (гашения газового объема) проходит зону винтовых каналов 16, впрыск через которые прекращается. Скорость дальнейшего движения дифференциального поршня 4 (и, соответственно, интенсивность впрыска) уменьшается. Это обусловлено падением давления (вследствие охлаждения) в корпусе 1 при гашении газового объема и уменьшением суммарной проходной площади узлов 11 впрыска вследствие исключения из работы винтовых каналов 16. При дальнейшем движении дифференциального поршня 4 из работы исключаются первый, потом второй и т.д. узлы 11 впрыска. Т.е. «работают» узлы 11 впрыска, находящиеся вблизи сопла 2, к которому движется при своем распространении зона, занятая газожидкостной смесью. «Работающие» узлы впрыска помимо орошения горячих стенок обеспечивают подпитку зоны, занятой газожидкостной смесью. Скорость движения дифференциального поршня 4 (и, соответственно, интенсивность впрыска) все время уменьшается. Авторегулируемость процесса гашения обеспечивает эффективное охлаждение конструкции в процессе длительного (до 1 секунды и более) орошения элементов конструкции, в которых накоплено тепло. Тангенциальный наклон отверстий 15 узлов 11 впрыска и винтовые каналы создают вихревую закрутку газожидкостной смеси, прижимая центробежными силами капли охладителя к стенке. Тем самым создается дополнительное препятствие выносу непрореагировавших капель охладителя при наблюдающемся во время движения заслонки 17 свободном истечении газожидкостной смеси через сопло 2. После завершения работы УГГ 3 энергия вихревой закрутки газожидкостной смеси быстро гасится, но к этому времени значительно уменьшается (практически прекращается) вынос непрореагировавших капель охладителя из камеры через сопло 2 при свободном истечении газожидкостной смеси вследствие перекрытия сопла 2 заслонкой 17. Непрореагировавшие капли охладителя (жидкого хладагента 7) постепенно взаимодействуют с ранее прогретыми элементами конструкции, в которых поверхность повторно начинает нагреваться ввиду перераспределения тепла по глубине стенки. Капли жидкого хладагента 7 отбирают тепло от элементов конструкции, уменьшая их разогрев. При прекращенном (затрудненном) истечении капель жидкого хладагента 7 доля этих капель, идущая на отбор тепла, существенно повышается. Сами капли при этом нагреваются и испаряются. Соответственно, давление газожидкостной смеси стремится вырасти с ростом температуры. Однако слабое истечение излишков газожидкостной смеси через зазор 21 препятствует бесконтрольному росту давления. Газожидкостная смесь со временем полностью истекает из полости корпуса 1, а РДТТ постепенно остывает. Результатом описанных процессов является эффективное и надежное гашение. Результатом перекрытия сопла 2 заслонкой 17 является то, что значительная масса газожидкостной смеси (сопоставимая с массой снаряженного жидкого хладагента 7) не создает тяги, уменьшая импульс последействия РДТТ.

Технико-экономическая эффективность предлагаемого изобретения, по сравнению с прототипом, в качестве которого выбран ракетный двигатель твердого топлива [Патент РФ №2397356], заключается в повышении эффективности авторегулируемого гидрогашения РДТТ, уменьшении импульса последействия.

1. Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус, сопло и узел гидрогашения, состоящий из зафиксированного стопорным устройством дифференциального поршня, образованного частями большого и малого диаметров и установленного с возможностью продольного перемещения в стакане, заполненном жидким хладагентом, и узлов впрыска, при этом узел гидрогашения закреплен посредством стоек внутри корпуса, а часть дифференциального поршня, имеющая малый диаметр, выведена в расширяющуюся часть сопла, причем узлы впрыска выполнены в цилиндрической стенке стакана (или в обоймах) и расположены в несколько рядов, распределенных по длине стакана, отличающийся тем, что у обращенного к соплу торца стакана установлена с возможностью продольного перемещения заслонка, причем заслонка связана с расположенной у обращенного к соплу торца стакана обоймой, размещенной с возможностью продольного перемещения на наружной поверхности стакана и имеющей Г-образное сечение, полка которого контактирует с ободом, выполненным на наружной поверхности стакана, и образует внутреннюю полость обоймы, сообщенную с внутренней полостью стакана.

2. Ракетный двигатель твердого топлива по п.1, отличающийся тем, что между заслонкой в ее крайнем выдвинутом положении и соплом выполнен зазор.

3. Ракетный двигатель твердого топлива по п.1, отличающийся тем, что заслонка зафиксирована шариковым замком, блокиратором которого является элемент дифференциального поршня.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиационной и ракетной техники и может быть использовано в управляемых летательных аппаратах. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива с отсечкой тяги. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ) с отсечкой тяги посредством узлов отсечки тяги (УОТ), выполненных в виде сопел противотяги, закрытых вскрываемыми (или прорубаемыми) по команде заглушками.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива с отсечкой тяги посредством узла гидрогашения.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя на твердом топливе (РДТТ) с отсечкой тяги. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при проектировании твердотопливных двигателей с обнулением или реверсом тяги, например противоштопорных ракет для испытаний самолетов.

Изобретение относится к области авиационной и ракетной техники и может быть использовано в управляемых летательных аппаратах. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при обработке останова ЖРД с удалением остатков топлива из заклапанных полостей. .

Изобретение относится к конструкции заряда твердого ракетного топлива, предназначенного для использования в ракетных двигателях твердого топлива для авиационных ракет или тормозных систем грузовых платформ, десантируемых с транспортных самолетов.

Изобретение относится к энергетическим установкам на твердом ракетном топливе, в частности к структуре смесевых твердотопливных зарядов, и может быть использовано в управляемых энергетических установках на твердом ракетном топливе с электротермическим регулированием внутрикамерных процессов.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива с отсечкой тяги посредством узла гидрогашения.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях маршевых ступеней ракетных двигателей на твердом топливе. .

Изобретение относится к области регулируемых твердотопливных газогенерирующих систем. .

Изобретение относится к ракетным двигательным установкам с управляемым процессом горения топлива. .

Изобретение относится к области ракетных двигателей, работающих на твердом топливе, например, разгонных двигателей управляемых снарядов или двигателей для отделения ступеней баллистических ракетоносителей.

Изобретение относится к гибридным ракетным двигателям (ГРД), в частности к физическим способам регулирования тяги и соотношения компонентов топлива в камере сгорания, и может быть использовано в системах управления тягой ГРД.

Изобретение относится к ракетной технике и может использоваться в конструкциях двигателей на высокоэнергетическом топливе (такое топливо имеет больше скорость горения, но характеризуется акустической неустойчивостью).

Изобретение относится к машиностроению, в частности к устройствам, предназначенным для регулирования расхода твердого топлива в реактивной технике, например в регулируемых ракетно-прямоточных двигателях

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к конструкциям крупногабаритных ракетных двигателей на твердом топливе. Ракетный двигатель содержит корпус с днищами и скрепленный с корпусом канальный заряд твердого топлива с кольцевой поперечной щелью. В кольцевой щели и канале размещены не извлекаемые перфорированные пустотелые формообразующие элементы из быстросгораемого материала, заполненные топливом. Топливо, размещенное в формообразующем элементе, и основной заряд скреплены с помощью размещенных в них и проходящих через стенки формообразующего элемента эластичных сгораемых крепежных элементов, покрытых клеящим составом. Поперечный размер отверстий перфораций в формообразующих элементах больше свода горения топлива, заполняющего формообразующий элемент. Поверхность формообразующих элементов покрыта герметизирующим покрытием. Изобретение позволяет повысить коэффициент заполнения корпуса топливом. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.
Наверх