Жидкостный ракетный двигатель

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД) и может быть использовано при их проектировании. ЖРД, работающий на криогенных компонентах топлива, содержащий камеру с охлаждающим трактом, состоящим из двух участков охлаждения окислителем и горючим, турбонасосные агрегаты, на турбины которых из участков охлаждения подаются газифицированные и подогретые компоненты топлива, агрегаты автоматики, запальные устройства для поджига компонентов топлива в «горячих агрегатах», при этом выход из каждого участка охлаждающего тракта сообщен с запальными устройствами. Изобретение обеспечивает повышение надежности воспламенения за счет использования газифицированных в охлаждающем тракте камеры двигателя компонентов топлива для поджига компонентов топлива в запальном устройстве камеры. 1 ил.

 

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД) и может быть использовано при проектировании ЖРД. Одной из наиболее сложных задач, стоящих при создании ЖРД, является отработка процесса воспламенения несамовоспламеняющихся компонентов топлива в «горячих» агрегатах: камере и газогенераторе.

Для решения этой задачи, с одной стороны, применяются различные поджигающие устройства: электрические, пиротехнические, плазменные, лазерные, химические. С другой стороны, в связи с широким применением в ЖРД криогенных компонентов топлива (кислород, водород, метан и др.), к компонентам топлива, подаваемым в воспламеняющие устройства, предъявляются требования по однозначности их фазового состояния.

Неоднозначность фазового состояния, а следовательно, и параметров компонентов топлива, может привести как к критической задержке воспламенения и даже срыву воспламенения и незапуску двигателя, так и к воспламенению компонентов топлива при температуре, превышающей максимально допустимую, что приводит к возгоранию элементов конструкции и аварии.

Известна схема двигателя (патент №2410559, зарегистрирован 27.01.2011, приоритет 13.08.2009), охлаждающий тракт камеры которого состоит из двух отдельных участков, один из которых охлаждается горючим, а другой окислителем, при этом каждый из газифицированных компонентов топлива приводит во вращение турбину ТНА «своего» компонента топлива. Недостатком этой схемы является неиспользование газифицированных в охлаждающем тракте камеры двигателя компонентов топлива для поджига компонентов топлива в запальном устройстве камеры (и, возможно, газогенератора при газогенераторной схеме) для надежного воспламенения.

Целью предлагаемого изобретения является устранение этого недостатка, а именно, использование газифицированных в охлаждающем тракте компонентов топлива для организации поджига в запальном устройстве, а следовательно, и в «горячих» агрегатах двигателя. Поставленная цель достигается тем, что жидкостный ракетный двигатель, работающий на криогенных компонентах топлива, содержащий камеру с охлаждающим трактом, состоящим из двух участков охлаждения окислителем и горючим, турбонасосные агрегаты, на турбины которых из участков охлаждения подаются газифицированные и подогретые компоненты топлива, агрегаты автоматики, запальные устройства для поджига компонентов топлива в «горячих агрегатах», при этом выход из каждого участка охлаждающего тракта сообщен с запальными устройствами.

Предлагаемое изобретение иллюстрируется схемой, представленной на чертеже, где изображены следующие агрегаты:

1 - Камера;

2 - Смесительная головка;

3 - Участок охлаждения тракта, использующего горючее;

4 - Участок охлаждения тракта, использующего окислитель;

5 - Запальное устройство;

6 - Свеча;

7, 8 - Магистрали, подводящие компоненты топлива к запальному устройству;

9 - Катушка зажигания;

10 - Электрический кабель;

11 - ТНА окислителя;

12 - Насос окислителя;

13 - Турбина окислителя;

14 - Магистраль, подводящая окислитель к охлаждающему тракту камеры;

15 - Магистраль, подводящая окислитель к турбине 13;

16 - Магистраль, подводящая окислитель к форсуночной головке камеры;

17 - ТНА горючего;

18 - Насос горючего;

19 - Турбина горючего;

20 - Магистраль, подводящая горючее к охлаждающему тракту камеры;

21 - Магистраль, подводящая горючее к турбине 19;

22 - Магистраль, подводящая горючее к форсуночной головке камеры;

23, 24 - Клапаны в магистралях питания запального устройства;

25, 26 - Шайбы в магистралях питания запального устройства.

Согласно схеме, приведенной на чертеже, двигатель включает следующие агрегаты: камеру 1 со смесительной головкой 2 и охлаждающим трактом, состоящим из двух участков охлаждения: горючим 3 и окислителем 4. В головку камеры установлено запальное устройство 5, к которому подсоединены магистрали питания: горючим 8 и окислителем 7 с клапанами 24 и 23. В состав двигателя входят насосные агрегаты (бустерные насосные агрегаты и агрегаты системы управления для простоты не показаны). ТНА окислителя 11 состоит из насоса 12 и турбины 13. ТНА горючего 17 состоит из насоса 18 и турбины 19. Насос окислителя соединен магистралью 14 с участком охлаждения окислителем тракта камеры. Выход из охлаждающего тракта магистралью 15 подсоединен к турбине 13 турбонасосного агрегата окислителя и магистралью 7 к запальному устройству 5. Подобным образом насос горючего 18 магистралью 20 подсоединяется к участку охлаждения горючим тракта камеры, а выход из охлаждающего тракта магистралью 21 подсоединен к турбине 19 и магистралью 8 к запальному устройству 5.

Выходные полости турбин магистралями 16 и 22 подсоединены к соответствующим полостям смесительной головки. Запальное устройство содержит свечу 6, которая, в свою очередь, электрическим кабелем 10 соединена с катушкой зажигания 9.

Двигатель согласно схеме работает следующим образом. Камера сгорания и ее охлаждающий тракт в предпусковой период имеют температуру порядка ±50°C, если это первый пуск двигателя. Если это двигатель многократного запуска и это один из повторных запусков, то температура охлаждающего тракта камеры сгорания еще выше, до 100°C. Этого диапазона температур достаточно для газификации первых порций криогенных компонентов: водорода (Ткип=-253°C), кислорода (Ткип=-183°C), метана (Ткип=-162°C).

На этом строится принцип надежного воспламенения криогенных компонентов в запальном устройстве камеры сгорания. Работа двигателя на этапе запуска производится следующим образом. После открытия входных клапанов (по данной схеме они расположены в двигательном отсеке ракетного блока) компоненты поступают в насосы 12 и 18 и далее под баковым давлением поступают в соответствующие участки охлаждающего тракта камеры, где они подогреваются за счет тепла конструкции камеры, газифицируются и поступают по магистралям 7 и 8 в запальное устройство камеры сгорания, где они воспламеняются от источника воспламенения, в данном случае свечи 6, которая получает электрический высоковольтный импульс от катушки зажигания 9 через электрический кабель 10. Расходы компонентов, поступающих в запальное устройство, определяются дроссельными шайбами 25 и 26. Другая, большая часть газифицированных компонентов по магистралям 15 и 21 поступает на турбины 13 и 19, приводя их во вращение, и по магистралям 16 и 22 поступает в камеру сгорания, где она поджигается продуктами сгорания из запального устройства. Давление и температура в камере сгорания возрастают, температура компонентов в охлаждающем тракте возрастает, мощность турбин возрастает, двигатель выходит на расчетный режим. Клапанами 23 и 24 отсекаются расходы компонентов на запальное устройство.

Здесь описана безгенераторная схема двигателя. В случае использования схемы двигателя, с применением газогенератора газифицированные компоненты топлива из охлаждающего тракта камеры подаются в камеру и газогенератор. По этой причине в формуле изобретения применяется термин «горячие агрегаты».

Предложенное техническое решение позволяет упростить конструкцию ЖРД, работающих на криогенных компонентах топлива, за счет использования газифицированных компонентов топлива для организации поджига в запальном устройстве, а следовательно, и в «горячих агрегатах» двигателя и тем самым повысить надежность жидкостного ракетного двигателя.

Жидкостный ракетный двигатель, работающий на криогенных компонентах топлива, содержащий камеру с охлаждающим трактом, состоящим из двух участков охлаждения окислителем и горючим, турбонасосные агрегаты, на турбины которых из участков охлаждения подаются газифицированные и подогретые компоненты топлива, агрегаты автоматики, запальные устройства для поджига компонентов топлива в «горячих агрегатах», отличающийся тем, что выход из каждого участка охлаждающего тракта сообщен с запальными устройствами.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Камера сгорания жидкостного ракетного двигателя, работающая на компонентах топлива жидкий кислород и жидкий водород или жидкий кислород и сжиженный природный газ, содержащая запальное устройство, корпус камеры с магистралями подвода горючего на охлаждение, смесительную головку с магистралями подвода горючего, газовод с магистралью подвода окислительного генераторного газа, соединенный с запальным устройством с помощью фланца, расположенного на наружной поверхности с выполненными в нем каналами тракта охлаждения, который одним концом закреплен с фланцем, а другим устанавливается в центральную втулку корпуса смесительной головки, при этом фланец для установки запального устройства расположен на боковой поверхности газовода смесительной головки и имеет кольцевой коллектор, каналы тракта охлаждения которого соединены с каналами охлаждения втулки изогнутой формы с помощью кольцевой накладки, а каналы тракта охлаждения запального устройства соединены с коллектором фланца с помощью трубки.

Изобретение относится к акустической теплотехнике. Газодинамический воспламенитель содержит форкамеру с выходным отверстием, ускоритель с соплом, акустический резонатор и магистрали с регулирующими клапанами подвода окислителя и горючего к ускорителю.

Изобретение относится к области ракетостроения и, в частности, к камере жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) или газогенератора с лазерным зажиганием компонентов топлива.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Камера сгорания жидкостного ракетного двигателя, работающая на компонентах топлива жидкий кислород и жидкий водород или жидкий кислород и сжиженный природный газ, содержащая корпус камеры с магистралью подвода горючего на охлаждение, смесительную головку с магистралью подвода горючего, газовод с магистралью подвода окислительного генераторного газа, газораспределительную решетку, запальное устройство, закрепленное на наружной поверхности газовода, в соответствии с изобретением в центре газовода, газораспределительной решетки и центральной втулки корпуса имеется гильза, которая одним концом жестко закреплена с корпусом газовода, а другим по наружной поверхности устанавливается по конусу в центральную втулку корпуса смесительной головки и на конце внутренней поверхности гильзы имеются центрирующие ребра, по которым свободным концом устанавливается запальное устройство.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. В жидкостном ракетном двигателе, содержащем систему управления с бортовым компьютером, камеру, турбонасосный агрегат и газогенератор, соединенный газоводом с камерой, и запальные устройства на камере сгорания и газогенераторе, на камере сгорания и газогенераторе установлены свечи электрического зажигания, на валу турбонасосного агрегата установлен электрогенератор, а внутри газовода активатор газогенераторной смеси, а к пусковой турбине присоединен бортовой баллон сжатого воздуха.

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для использования в ракетных двигателях твердого топлива реактивных снарядов систем залпового огня. Сопло ракетного двигателя содержит корпус, дозвуковую и сверхзвуковую части сопла, а также герметизирующее-пусковое устройство с форсажной трубкой и опорой.

При изготовлении корпуса воспламенителя заряда ракетного двигателя из композиционных материалов выполняют цилиндрическую оболочку. Изготовление всех разнотипных элементов оболочки ведут из разложенного на подогреваемую поверхность расчетного для каждого последовательно выполняемого технологического передела количества препрега легко деформируемой ткани, причем армирующие волокна располагают под углом.

Изобретение относится к устройствам воспламенения жидкостных ракетных двигателей. В устройстве для лазерного зажигания камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя, содержащем источник электроэнергии и блок лазерного излучения с волноводами, по меньшей мере, одну лазерную свечу зажигания с фокусирующим объективом, установленную на форсуночной плите камеры сгорания, имеющей внутреннюю и внешнюю стенки, что согласно изобретению каждая лазерная свеча зажигания установлена на периферии форсуночной плиты под углом к оси камеры сгорания и выполнена в виде пустотелого стакана, установленного снаружи камеры сгорания, соединенного металлической втулкой с внутренней полостью камеры сгорания, внутри стакана установлен по меньшей мере один микрочип-лазер, соединенный вакуумной трубкой с линзой на торце, загерметизированной относительно металлической втулки.

При воспламенении заряда твердого топлива зажигают воспламенительный состав, перемещают его продукты сгорания вдоль поверхности заряда, нагревают последнюю и воспламеняют.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. В устройстве для лазерного зажигания газогенератора жидкостного ракетного двигателя, содержащего зоны сжигания и смешения компонентов топлива, содержащем источник электроэнергии, блок накачки с оптическим волокном, по меньшей мере, одну лазерную свечу зажигания с фокусирующей линзой, установленную на форсуночной плите камеры сгорания, имеющей внутреннюю и внешнюю стенки, отличающемся тем, что лазерная свеча зажигания установлена на периферии форсуночной плиты под углом к оси камеры сгорания и выполнена в виде пустотелого стакана, установленного снаружи газогенератора, соединенного металлической втулкой с внутренней полостью газогенератора, внутри стакана установлен, по меньшей мере, один микрочип-лазер, соединенный вакуумной трубкой с фокусирующей линзой на торце, загерметизированной относительно металлической втулки.

Изобретение относится к области энергетических установок, а именно к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД) на несамовоспламеняющихся компонентах топлива, например для ЖРД с многократным включением в полете. В способе воспламенения компонентов топлива в жидкостном ракетном двигателе, основанном на нагреве, газификации и воспламенении горючей смеси, путем подачи энергетического импульса от лазерного источника согласно изобретению фокусирование лазерного луча осуществляют одной или несколькими линзами таким образом, что оптический пробой осуществляют в заполненной смесью компонентов топлива полости по крайней мере одной форсунки многофорсуночной смесительной головки с воспламенением смеси компонентов топлива в полости этой форсунки и последующим воспламенением всего расхода топлива, выходящего из смесительной головки, продуктами сгорания из этой форсунки. Способ реализуется в устройстве лазерного воспламенения, содержащем лазер с узлом накачки, оптический световод, фокусирующую линзу, установленную в корпусе, согласно изобретению внутренняя полость корпуса с фокусирующей линзой соединена с полостью смесительной головки. Изобретение обеспечивает воспламенение компонентов топлива лазерной системой сначала в полости одной или нескольких форсунок смесительной головки, а далее во всем объеме камеры сгорания, что повышает надежность воспламенения. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области машиностроения и предназначено для использования в конструкциях узлов воспламенения заряда твердого топлива. Корпус воспламенителя заряда твердого топлива из композиционных материалов, содержит цилиндрическую оболочку с наружным теплозащитным покрытием. Цилиндрическая оболочка имеет плоское донышко с одной стороны и свободный торец с внутренней резьбой с другой. Свободный торец закрыт съемным колпачком куполообразной формы с сопловыми отверстиями при вершине и опорно-защитной решеткой во внутренней полости. Резьбовая часть колпачка выполнена в виде втулки, соединенной с колпачком посредством клея и имеющей послойное армирование тканью перпендикулярно оси резьбы. Колпачок выполнен полностью армированным из ткани с отбортовкой и с резьбой на ней, являющейся продолжением резьбы втулки. Изобретение позволяет повысить надежность воспламенителя заряда твердого топлива. 2 ил.

Изобретение относится к автономным источникам сжатого газа, а именно к низкотемпературным генераторам чистого азота при сжигании пиротехнических зарядов. Аккумулятор давления содержит сферический корпус, внутри которого на опоре цилиндрической перфорированной гильзы, закрытой запальной крышкой, установлен с гарантированным кольцевым зазором функциональный заряд в форме канальной пиротехнической шашки, а также соосный инициирующий пиропатрон и выпускное сопло, перекрытое мембраной и фильтром. Инициирующий пиропатрон оснащен предохранителем, выполненным в виде шиберной заслонки, управляемой от электровоспламенителя. Пиропатрон сообщается с функциональным зарядом через пиротехнический затвор. Электровоспламенитель предохранителя через цепь временной задержки связан с инициирующим пиропатроном. Пиротехническая шашка функционального заряда смонтирована на опоре гильзы посредством демпфирующей платформы. Изобретение позволяет повысить надежность аккумулятора давления. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к артиллерийской технике, в частности к ракетным двигателям снарядов, запускаемых из ствола орудия или миномета. Ракетный двигатель активно-реактивного снаряда содержит камеру сгорания с зарядом твердого топлива, сопло, инициатор и сопловую заглушку. В критическом сечении сопла установлена прорывная мембрана. Заглушка состоит из основания, крышки и закрепленного на основании полого цилиндрического стакана с перфорированным дном со стороны мембраны, установленной в критическом сечении сопла. В основании заглушки и дне стакана выполнены соосные отверстия, в которых установлен шток с возможностью его продольного перемещения. Шток имеет заостренный наконечник со стороны мембраны, коническое утолщение со стороны основания заглушки, сопряженное с конической выемкой в основании, и срезаемый фланец, зажатый между основанием и крышкой заглушки. На штоке внутри стакана закреплена консоль, а между дном стакана и консолью установлена цилиндрическая пружина, охватывающая шток. Пиротехнический инициатор состоит из навески основного воспламенителя, размещенной между дном стакана и мембраной, и не менее двух каплюлей-воспламенителей, установленных на основании заглушки и сопряженных с ударниками, закрепленными на консоли. Крышка сопловой заглушки расположена в выходном сечении сопла и закреплена при помощи завальцовки с его внешней стороны, а в центральной части крышки выполнено отверстие, диаметр которого равен диаметру конического утолщения штока. Величина свободного объема камеры сгорания определяется алгебраическим выражением, защищаемым настоящим изобретением. Изобретение позволяет обеспечить надежное автономное воспламенение заряда твердого топлива, не зависящее от воздействия пороховых газов метательного заряда и сброса давления при вылете сопловой заглушки. 4 ил., 1 табл.

Изобретение относится к области вооружения, в частности к малогабаритным управляемым реактивным снарядам. При запуске маршевого двигателя управляемого реактивного снаряда замыкание электрической цепи электровоспламенителя маршевого двигателя производят двумя инерционными замыкателями под действием стартового ускорения. Время замыкания цепи и значение ускорения, при котором замыкается цепь вторым инерционным замыкателем, меньше соответствующих значений первого инерционного замыкателя. Для реализации данного способа используется инерционное замыкающее устройство, обеспечивающее замыкание электрической цепи электровоспламенителя маршевого двигателя под действием стартового ускорения, содержащее два инерционных замыкателя. Инерционные замыкатели расположены в одном корпусе с двумя параллельными каналами, в которых установлены два подвижных инерционных груза-контакта, каждый из которых взаимодействует с пружиной и имеет возможность взаимодействия со своей парой неподвижных контактов при перемещении под действием стартового ускорения на величину хода за время t1 и t2 соответственно. Массы грузов-контактов и жесткость пружин подобраны таким образом, что выполняется соотношение t2/t1>1,2. Группа изобретений позволяет повысить безопасность снаряда при его эксплуатации и боевом применении за счет исключения замыкания электрической цепи электровоспламенителя при ускорениях, возникающих при падении изделия. 2 н.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к двухрежимному воспламенителю и к двухрежимному способу впрыска в воспламенитель для запуска ракетного двигателя как при условиях низкого давления, так и при условиях высокого давления. В соответствии с изобретением воспламенитель содержит подающий элемент (21) для подачи первого ракетного топлива (А), подающий элемент (31) для подачи второго ракетного топлива (В), подающий элемент (41) для подачи текучей среды (F) высокого давления, первый буферный бак (22), второй буферный бак (32), первое переключающее устройство (50), второе переключающее устройство (60) и факелообразующую камеру (10) сгорания; расположенное ниже по потоку отверстие из первого буферного бака (22) и расположенное ниже по потоку отверстие из второго буферного бака (32) - оба открываются в камеру (10) сгорания; первое переключающее устройство (50) и второе переключающее устройство (60) выполнены таким образом, чтобы соответственно соединять расположенное выше по потоку отверстие первого буферного бака (22) либо с подающим элементом (21) для подачи первого ракетного топлива (А), либо с подающим элементом (41) для подачи текучей среды (F) высокого давления, и чтобы соединять расположенное выше по потоку отверстие второго буферного бака (32) либо с подающим элементом (31) для подачи второго ракетного топлива (В), либо с подающим элементом (41) для подачи текучей среды (F) высокого давления. Изобретение обеспечивает запуск ракетного двигателя как при условиях низкого давления, так и при условиях высокого давления. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям многократного включения. Камера сгорания жидкостного ракетного двигателя, работающая на компонентах топлива жидкий кислород и жидкий водород или жидкий кислород и сжиженный природный газ, содержит запальное устройство, корпус камеры с магистралями подвода горючего на охлаждение, смесительную головку с магистралями подвода горючего, газовод с магистралью подвода окислительного генераторного газа, согласно изобретению подвод генераторного газа через газовод смесительной головки осуществляется по оси камеры сгорания, а запальные устройства, закрепленные на фасонном газоводе между магистралями подводов генераторного газа и горючего, устанавливаются во втулки, расположенные между рядами смесительных элементов от периферии огневого днища на местах смесительных элементов. Изобретение обеспечивает повышение надежности поджига компонентов топлива в камерах сгорания ЖРД больших тяг, а также сокращает трудоемкость и время на проведение технического обслуживания камеры сгорания и запальных устройств. 2 ил.

Изобретения относятся к области ракетных двигателей на твердом топливе. Твердотопливный ракетный двигатель в первом варианте содержит корпус с размещенным в нем твердым топливом, сопловой блок, установленный на заднем днище корпуса, и запальник, включающий воспламенитель твердого топлива, вмонтированный в переднее и/или в заднее днище корпуса. В переднее днище корпуса запальник вмонтирован вдоль оси центрального канала. Запальник включает лазер, соединенный кабелем с источником электропитания и направленный фокусом пучка лазерного излучения заданной формы импульса на слой легковоспламеняющегося вещества, нанесенного на торец воспламенителя, а воспламенитель помещен в перфорированную оболочку и с радиальным просветом установлен в кожухе. В запальнике, установленном в переднем днище корпуса, кожух одним торцом герметически соединен с лазером, а на другом его торце выполнен раструб, на котором установлен дефлектор радиально направленного выброса пламени от воспламенителя на поверхность сквозного центрального канала твердого топлива. В запальнике, установленном в заднем днище корпуса, кожух одним торцом герметически соединен с лазером, а на другом его торце выполнен патрубок, которым запальник эксцентрично центральному каналу вмонтирован в заднее днище корпуса с возможностью концентрированного выброса пламени от воспламенителя через форкамеру на торец твердого топлива. Во втором варианте твердотопливный ракетный двигатель содержит бронирующие покрытия на торцах твердого топлива, а запальник, вмонтирован в переднее днище корпуса и представляет собой лазер. Лазер возбуждает воспламенение твердого топлива фокусом направленного пучка лазерного излучения заданной формы импульса через форкамеру на торец твердого топлива, для чего в бронирующем покрытии торца твердого топлива образована локальная зона воспламенения с возможностью перехода горения в центральный канал твердого топлива. В третьем варианте ракетного двигателя в качестве запальника в заднее днище корпуса эксцентрично соплу вмонтирован лазер, возбуждающий воспламенение твердого топлива фокусом направленного пучка лазерного излучения заданной формы импульса через форкамеру в одну из сотовых ячеек пирамидальной формы, выполненных на торце твердого топлива, с последующим переходом горения по всей сотовой пирамидально-ячеистой поверхности торца твердого топлива. Группа изобретений позволяет повысить надежность и сократить время воспламенения твердого топлива. 3 н.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к ракетным двигателям активно-реактивных снарядов, запускаемых из ствола артиллерийского орудия, и заключается в способе повышения дальности полета активно-реактивного снаряда. На траектории полета снаряда зажигают заряд твердого топлива продуктами сгорания воспламенителя, расположенного в предсопловом объеме и инициируемого продуктами сгорания замедлителя. Зажигание зарядов замедлителя осуществляют продуктами сгорания пиропатронов, срабатывающих при вылете снаряда из ствола орудия и размещенных в замкнутой полости, образуемой перфорированной диафрагмой, разделяющей предсопловой объем и диффузор сопла, и срезаемой крышкой сопла, расположенной в его выходном сечении. Заряды замедлителя выполнены в форме усеченных конусов, основания которых направлены в сторону выходного сечения сопла, и герметично размещены через термоизолирующие прокладки в перфорациях диафрагмы. Высоту зарядов замедлителя определяют по алгебраической формуле, включающей оптимальное значение времени задержки зажигания заряда твердого топлива, которое предварительно определяют из серии внешнебаллистических расчетов дальности полета конкретного активно-реактивного снаряда. Изобретение позволяет обеспечить увеличение дальности полета активно-реактивного снаряда и надежное зажигание его заряда твердого топлива. 1 з.п. ф-лы, 5 ил., 3 табл.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям и может быть использовано при их проектировании. ЖРД, работающий на криогенных компонентах топлива, содержащий камеру с охлаждающим трактом, состоящим из двух участков охлаждения окислителем и горючим, турбонасосные агрегаты, на турбины которых из участков охлаждения подаются газифицированные и подогретые компоненты топлива, агрегаты автоматики, запальные устройства для поджига компонентов топлива в «горячих агрегатах», при этом выход из каждого участка охлаждающего тракта сообщен с запальными устройствами. Изобретение обеспечивает повышение надежности воспламенения за счет использования газифицированных в охлаждающем тракте камеры двигателя компонентов топлива для поджига компонентов топлива в запальном устройстве камеры. 1 ил.

Наверх