Ракета и ракетный двигатель твёрдого топлива

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. Ракета содержит тянущий ракетный двигатель твердого топлива и толкающий ракетный двигатель. Тянущий ракетный двигатель твердого топлива включает сопловой блок, образованный несколькими равномерно распределенными по окружности наклонными соплами, установленными на заднем днище, а также задний узел стыка. С корпусом ракетного двигателя твердого топлива сопряжен стакан, с внутренней цилиндрической поверхностью которого контактирует поддон с полезным грузом, связанный с толкающим ракетным двигателем. Длина и масса ракетного двигателя твердого топлива превышают длину и массу толкающего ракетного двигателя. Другое изобретение относится к ракетному двигателю твердого топлива, содержащему корпус с днищами, задний узел стыка, сопловой блок, а также сопряженный с передним днищем стакан. С внутренней цилиндрической поверхностью стакана контактирует поддон с полезным грузом. Стакан сопряжен с задним днищем и имеет открытый задний торец, при этом площадь поперечного сечения заднего узла стыка определена тянуще-изгибной нагрузкой, равной сумме величины тяги ракетного двигателя твердого топлива и полетных нагрузок. Группа изобретений позволяет повысить энергомассовое совершенство ракеты и ракетного двигателя твердого топлива, упростить их конструкцию и повысить надежность, а также минимизировать габариты ракеты в ее исходном состоянии. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретения относятся к ракетной технике и могут быть использованы при создании ракеты и ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ), имеющих габаритные ограничения в исходном состоянии, причем длина полезного груза ракеты (капсулы с приборами, или исследовательского зонда) сопоставима с длиной корпуса РДТТ.

Известно, что с целью сокращения габаритов РДТТ и ракеты в целом внутренние полости РДТТ (сквозной канал заряда) могут быть использованы для размещения полезного груза. В ракетном двигателе твердого топлива [патент US 6647889], содержащем корпус, заряд, сопло, передняя крышка выполнена в виде стакана, в котором размещен полезный груз. Стакан расположен в сквозном канале заряда. С внутренней цилиндрической поверхностью стакана контактирует поршень, установленный с возможностью продольного перемещения. На поршне закреплен полезный груз. Недостаток рассматриваемой схемы - повышенная масса стакана, цилиндрическая обечайка которого должна работать на устойчивость при действии на нее наружного (относительно стакана) внутрикамерного давления, возникающего в корпусе РДТТ при его работе.

Наиболее близким по технической сущности и достигаемому положительному эффекту к изобретению «Ракетный двигатель твердого топлива» является ракетный двигатель твердого топлива [патент РФ №2558488], содержащий корпус с днищами, задний узел стыка, сопловой блок, сопряженный с передним днищем стакан, с внутренней цилиндрической поверхностью которого контактирует поддон (поршень) с выдвигаемым в полете полезным грузом. В стакане под поршнем установлен аккумулятор давления, рассчитанный на создание давления в стакане. При этом прочность стакана обеспечивается минимальной толщиной стенок (соответствующей минимальной массе стакана) при действии на стакан уравновешивающего давления.

Недостатками данной схемы РДТТ являются:

- Поршень, находящийся в стакане, увеличивает массу конструкции РДТТ и снижает энергомассовое совершенство РДТТ;

- Подвижные элементы и механизмы выдвижения полезного груза в полете приводят к структурному усложнению конструкции и снижают ее надежность;

- Задний узел стыка рассмотренного РДТТ рассчитан на незначительные нагрузки.

При обсуждении представленного РДТТ ранее не затрагивался вопрос, в состав какой ракеты (одно- или многоступенчатой) входит РДТТ. Наиболее простая схема одноступенчатой ракеты не всегда может разогнать полезный груз до скорости, необходимой для достижения требуемой высоты или дальности. Соответственно, возникает вопрос компактного размещения длинного полезного груза в многоступенчатой ракете. При этом требуется РДТТ, который обеспечит выполнение двух задач:

- Размещение длинного полезного груза, диаметр которого меньше диаметра РДТТ, во внутренних полостях РДТТ;

- Интеграция РДТТ с указанными особенностями в многоступенчатую ракету. Требуется соответствующий поиск схемы многоступенчатой ракеты и схемы РДТТ для нее (что является предметом настоящих изобретений).

Рассмотренная схема РДТТ-прототипа с размещением полезного груза в сквозном канале заряда компактна, но применима для одноступенчатой ракеты (в условиях, когда длина полезного груза заведомо меньше длины корпуса РДТТ). Для многоступенчатой ракеты масса и длина верхней ступени, как правило, меньше массы и длины первой ступени. Т.е. длина рассматриваемого полезного груза становится больше длины верхней (второй) ступени (или больше половины длины ракеты). В данных условиях скомпоновать полезный груз в ракете, имеющей габаритные ограничения, проблематично. Если перераспределить длину ступеней, подстраиваясь под длину полезного груза, то распределение массы топлива по ступеням ракеты будет неоптимальным, ухудшающим энергомассовое совершенство ракеты. В ракете с оптимальным распределением массы топлива по ступеням размещение длинного полезного груза внутри длинной первой ступени возможно за счет изменения схемы многоступенчатой ракеты. Изменение схемы ракеты и, соответственно, схемы РДТТ, заключается в том, что первая ступень ракеты расположена не традиционно сзади (толкающая схема), а спереди, т.е. по тянущей схеме. Отметим, что ранее рассмотренная схема РДТТ (с размещением полезного груза в сквозном канале заряда) является толкающей, а не тянущей. Компактность компоновки достигнута при том, что стакан, являясь принадлежностью РДТТ, служит силовым элементом, передающим тягу на полезный груз. Т.е. при изменении схемы ракеты требуется увязать схему рассматриваемой ракеты и схему РДТТ.

Наиболее близким по технической сущности и достигаемому положительному эффекту к изобретению «Ракета» является ракета с РДТТ, являющимся тянущим [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., страница 165, рис. 3.1]. Сопловой блок РДТТ образован несколькими равномерно распределенными по окружности наклонными соплами, установленными на заднем днище. Наклонное расположение сопел обусловлено как тянущим типом РДТТ, так и необходимостью максимально приблизить РДТТ к смежным элементам конструкции (смежной ступени ракеты). Смежная ступень ракеты может быть снабжена твердотопливным или жидкостным ракетным двигателем, называемым далее «ракетный двигатель». РДТТ снабжен задним узлом стыка. Основное назначение РДТТ, являющегося тянущим, рассматриваемой ракеты - командное изменение создаваемого РДТТ суммарного импульса тяги и командное изменение массы ракеты. Схема ракеты с тянущим РДТТ обеспечивает изменение траектории и дальности полета за счет управления циклограммой работы двигателей ракеты. Командное изменение приращения скорости полета достигается комбинацией двух команд (включения РДТТ, который является тянущим, и его отделения) и, соответственно, двух процессов:

- изменением разгоняемой массы ракеты за счет выбора времени сброса РДТТ, являющегося балластом (во время работы толкающего ракетного двигателя (в данном случае основного двигателя));

- изменением суммарного импульса тяги РДТТ при командном изменении времени его «полезной» работы за счет выбора времени (отсчитываемого от включения РДТТ) сброса РДТТ.

Старт ракеты происходит при запуске толкающего ракетного двигателя (основного двигателя), расположенного «сзади». В какой-то момент времени РДТТ работает параллельно с толкающим ракетным двигателем. Таким образом, рассматриваемая ракета по своей сути не является двухступенчатой. Энергомассовые характеристики рассматриваемой ракеты недостаточны, чтобы исследовательский зонд (полезный груз) достиг требуемой высоты. Как правило, введение в ракету второй ступени (имеющей оптимальную массу, т.е. массу меньшую массы первой ступени) призвано увеличить скорость (высоту, дальность) полета ракеты. А в рассматриваемой ракете тянущий РДТТ (являющийся регулирующим балластом) не увеличивает скорость и дальность (скорее, наоборот), а обеспечивает командное изменение скорости (высоты, дальности) полета ракеты.

РДТТ рассмотренной ракеты не приспособлен для размещения полезного груза, имеющего большую длину (т.е. не имеет приспособленных под данную задачу полостей). Например, для размещения длинного полезного груза в РДТТ рассмотренной ракеты отсутствует цилиндрический стакан, сопряженный с передним днищем. Полезный груз цилиндро-конической формы рассматриваемой ракеты (выбранной в качестве прототипа) размещен между РДТТ, являющимся тянущим, и толкающим ракетным двигателем (основным двигателем). Т.е. длина ракеты увеличена на величину длины цилиндрического участка полезного груза.

Пакетная компоновка полезного груза вдоль ракеты не всегда допустима с точки зрения стартово-пускового оборудования.

Технической задачей изобретения «Ракета», а также изобретения «Ракетный двигатель твердого топлива» является повышение энергомассового совершенства ракеты и РДТТ, упрощение их конструкции и повышение надежности, расширение функциональных возможностей РДТТ при минимизации в исходном состоянии габаритов ракеты.

Сущность изобретения «Ракета» заключается в том, что в ракете, содержащей ракетный двигатель твердого топлива, являющийся тянущим, сопловой блок которого образован несколькими равномерно распределенными по окружности наклонными соплами, установленными на заднем днище, и имеющий задний узел стыка, толкающий ракетный двигатель, причем с корпусом РДТТ сопряжен стакан, с внутренней цилиндрической поверхностью которого контактирует поддон с полезным грузом, поддон связан с толкающим ракетным двигателем. Длина и масса РДТТ превышают длину и массу толкающего ракетного двигателя. Длина полезного груза может превышать половину длины ракеты. Связь поддона с толкающим ракетным двигателем может заключаться в том, что поддоном является элемент конструкции толкающего ракетного двигателя. Задний узел стыка РДТТ может быть соединен отсеком непосредственно с толкающим ракетным двигателем. Отсек может быть снабжен окнами, выполненными напротив сопел РДТТ.

Сущность изобретения «Ракетный двигатель твердого топлива» заключается в том, что в ракетном двигателе твердого топлива, содержащем корпус с днищами, задний узел стыка, сопловой блок, сопряженный с передним днищем стакан, с внутренней цилиндрической поверхностью которого контактирует поддон с полезным грузом, стакан сопряжен с задним днищем и имеет открытый задний торец. Площадь поперечного сечения заднего узла стыка определена тянуще-изгибной нагрузкой, равной сумме величины тяги РДТТ и полетных нагрузок. Стакан, заднее днище, наклонные сопла могут быть технологически объединены между собой. Передний торец стакана может быть герметично закрыт мембраной. В стакане может быть установлен аккумулятор давления. Стакан может быть газосвязан с корпусом.

Технический результат (повышение энергомассового совершенства, расширение функциональных возможностей при минимизации габаритов) в ракете достигается следующим. В условиях, когда полезный груз имеет форму цилиндра, диаметр которого меньше диаметра РДТТ, а длина превышает половину длины ракеты, длинный полезный груз (при габаритных ограничениях) возможно размесить только внутри наиболее длинной ступени. Наиболее длинная (первая) ступень - это РДТТ, установленный в ракете по тянущей схеме. Полезный груз, связанный с поддоном второй ступени, размещается внутри РДТТ при использовании РДТТ, являющегося тянущим, в качестве первой ступени.

Повышение энергомассового совершенства ракеты, в состав которой входит РДТТ, являющийся тянущим, и используемый в качестве первой ступени, обеспечивается:

- оптимизацией распределения массы топлива по ступеням ракеты, в состав которой входит предлагаемый РДТТ (т.е. большая часть топлива размещается на первой ступени). Оптимизация распределения массы топлива по ступеням делает ракету по-настоящему двухступенчатой. На начальном участке полета работает РДТТ, являющийся тянущим, (первая ступень). Двухступенчатая схема ракеты выполняет свою главную функцию - повышение скорости (высоты, дальности) полета по сравнению с одноступенчатой ракетой;

- увеличением общей массы топлива ракеты в объеме цилиндра, занимаемого первой и второй ступенями;

- обеспечением возможности снижения массы конструкции ракетного двигателя второй ступени.

При оптимальном распределении массы топлива по ступеням ракеты масса (и соответственно длина) первой (работающей в начале полета) ступени больше, чем масса (и соответственно длина) второй (связанной с полезной нагрузкой) ступени. В условиях, когда длина полезного груза сопоставима с длиной корпуса РДТТ только первой ступени, геометрически возможно размесить полезный груз внутри наиболее длинной ступени (т.е. именно первой (а не второй) ступени). По циклограмме полета полезная нагрузка должна быть связана со второй ступенью. Соответственно, размещение длинного полезного груза внутри первой ступени возможно за счет того, что первая ступень расположена не традиционно сзади (толкающая схема), а спереди, т.е. по тянущей схеме. За счет размещения длинного полезного груза внутри первой ступени, выполненной по тянущей схеме, достигается оптимизация распределения массы топлива по ступеням ракеты. Увеличение общей массы топлива ракеты в объеме цилиндра, занимаемого первой и второй ступенями, достигается за счет перераспределения сокращаемого объема отсека (межступенчатого отсека) в дополнительные объемы первой и второй ступеней. Сокращение объема отсека реализуется тем, что при равномерном распределении по окружности наклонных сопел заднее днище тянущего РДТТ первой ступени возможно максимально приблизить к переднему днищу смежной (второй) ступени.

Отсутствие подвижных элементов и механизмов упрощает конструкцию ракетных двигателей, содержащихся в ракете. Существенно повышается надежность ракеты, не содержащей подвижных элементов.

Известно, что требования к энергомассовому совершенству первой ступени существенно ниже требований к энергомассовому совершенству верхней (второй) ступени. Соответственно, все «лишнее» (стакан, не оптимальность наклонных сопел) сосредоточено на первой ступени, чем обеспечивается возможность повышения энергомассового совершенства второй ступени и ракеты в целом. Таким образом, предложенная компоновка обеспечивает возможность снижения массы ракетного двигателя последующей (второй) ступени. На второй ступени не требуются «лишние» механизмы и агрегаты, сопло имеет оптимальную компоновку и оптимальную степень расширения. В ракете высокое энергомассовое совершенство второй ступени компенсирует не оптимальность первой ступени (связанную с увеличением массы конструкции и потерями тяги, обусловленными наклоном сопел (потери, пропорциональные косинусу угла наклона, ограниченная степень расширения наклонных сопел)).

Поддоном является элемент конструкции толкающего ракетного двигателя (передняя крышка). Совмещение в одном узле функций поддона и передней крышки ракетного двигателя второй ступени снижает массу второй ступени.

Расширение функциональных возможностей РДТТ и ракеты в целом заключается в возможности изменения дальности полета или траектории при дозировании суммарного импульса тяги первой ступени. Командное дозирование суммарного импульса тяги тянущей схемы РДТТ обеспечивается возможностью снятия жесткой связи между работающим РДТТ и второй ступенью в любой момент времени работы РДТТ, являющегося тянущим.

Технический результат (повышение энергомассового совершенства, расширение функциональных возможностей при минимизации габаритов) в РДТТ достигается за счет того, что при сопряжении стакана с задним днищем обеспечивается возможность связи поддона с толкающим ракетным двигателем (через открытый задний торец стакана). Т.е. предлагаемая схема РДТТ необходима для реализации предлагаемой схемы ракеты. Стакан, имеющий открытый задний торец, не является силовым элементом, передающим тягу на полезный груз. Таким образом, узел передачи тяги РДТТ (по сравнению с РДТТ -прототипом) перенесен со стакана на задний узел стыка. Тяга РДТТ, скомпонованного с удлиненным полезным грузом, через задний узел стыка передается на первую ступень (через отсек).

Задний узел стыка рассчитан на тянущую нагрузку со стороны отсека. Т.е. площадь поперечного сечения заднего узла стыка определена тянуще-изгибной нагрузкой, равной сумме величины тяги РДТТ и полетных нагрузок.

Отметим, что сопловой блок РДТТ образован не одним центральным соплом (как в РДТТ-прототипе), а несколькими равномерно распределенными по окружности наклонными соплами. Это обусловлено не только тянущей схемой РДТТ, но и обеспечивается возможность сопряжения стакана с задним днищем. Это, в свою очередь, обеспечивает возможность выполнения заднего торца стакана открытым (для связи полезного груза ракеты со второй ступенью).

Отсутствие подвижных элементов и механизмов упрощает РДТТ и ракету в целом. Повышается надежность РДТТ и ракеты в целом.

При наличии в РДТТ дополнительных элементов (стакана) отсутствие в конструкции подвижных элементов и механизмов обеспечивает уменьшение массы РДТТ (по сравнению с прототипом, содержащем поршень и системы его перемещения).

В случае если полезный груз допускает воздействие давления, для снижения массы РДТТ (массы стакана) может быть предусмотрена разгрузка стакана от наружного перепада давления на его стенки. При этом передний торец стакана герметично закрыт мембраной. В стакане либо установлен аккумулятор давления, либо стакан газосвязан с корпусом.

Расширение функциональных возможностей РДТТ заключается, как уже говорилось, в возможности изменения дальности полета или траектории при дозировании суммарного импульса тяги первой ступени.

Минимизация в исходном состоянии габаритов ракеты достигается за счет того, что задний узел стыка тянущего РДТТ соединен отсеком непосредственно с толкающим ракетным двигателем, ввиду того, что полезный груз из межступенчатого пространства перенесен внутрь первой ступени.

Данное техническое решение не известно из патентной и технической литературы.

Изобретение поясняется следующим графическим материалом:

на фиг. 1 показан продольный разрез ракеты с РДТТ в исходном состоянии (соответствующем состоянию работы первой ступени);

на фиг. 2 показан продольный разрез ракеты после отделения РДТТ первой ступени.

Ракета содержит ракетный двигатель твердого топлива (РДТТ) 1, являющийся тянущим и имеющий задний узел 2 стыка. Задний узел 2 стыка РДТТ 1 соединен посредством отсека 3 с толкающим ракетным двигателем 4. Полезный груз 5 имеет форму цилиндра, диаметр которого меньше диаметра РДТТ 1, а длина превышает половину длины ракеты. Полезный груз 5 установлен на толкающем ракетном двигателе 4 посредством поддона 6. С корпусом 7 РДТТ 1 сопряжен стакан 8. С внутренней цилиндрической поверхностью 9 стакана 8 контактирует поддон 6 с полезным грузом 5. Поддон 6 связан с толкающим ракетным двигателем 4 через открытый задний торец 10 стакана 8. Отсек 3 снабжен окнами 11. Поддоном 6 является элемент конструкции (передняя крышка) толкающего ракетного двигателя 4.

Ракетный двигатель 1 твердого топлива содержит корпус 7 с передним днищем 12, задним днищем 13, задний узел 2 стыка, сопловой блок. С передним днищем 12 и задним днищем 13 сопряжен стакан 8. Стакан 8 имеет открытый задний торец 10. Задний узел 2 стыка рассчитан на тянущую нагрузку со стороны стыкуемого к нему (в составе ракеты) отсека 3 (и, вслед за ним, толкающего ракетного двигателя 4 и полезного груза 5). Сопловой блок образован несколькими равномерно распределенными по окружности наклонными соплами 14. Наклонные сопла 14 установлены на заднем днище 13 и проходят через отсек 3, снабженный окнами 11, выполненными напротив наклонных сопел 14. Стакан 8, заднее днище 13, наклонные сопла 14 технологически объединены между собой (образуют единую сборочную единицу 15). Передний торец стакана 8 герметично закрыт мембраной 16. Если полезный груз 5 допускает воздействие давления, для снижения массы стакана 8 может быть предусмотрена его разгрузка от наружного перепада давления на стенки стакана 8. При этом в стакане 8 либо установлен аккумулятор 17 давления, либо стакан 8 газосвязан с корпусом 7. РДТТ 1 снабжен воспламенителем 18 и пиропатроном 19.

Устройство работает следующим образом. Если пусковое устройство обеспечивает истечение продуктов сгорания из наклонных сопел 14 в окружающую среду, старт ракеты возможен с помощью РДТТ 1. Если ракета находится в транспортно-пусковом контейнере (ТПК), то до запуска РДТТ 1 ракету требуется вытолкнуть из ТПК (например, с помощью стартового аккумулятора давления). Запуск РДТТ 1 производится подачей электрического импульса на пиропатрон 19. Срабатывание воспламенителя 18 приводит к воспламенению заряда РДТТ 1 и истечению продуктов сгорания через наклонные сопла 14, обеспечивающие тягу РДТТ 1. Если полезный груз 5 допускает воздействие давления и предусмотрена разгрузка стакана 8, перед запуском РДТТ 1 подается команда на срабатывание аккумулятора 17 давления. Под действием аккумулятора 17 давления давление внутри стакана 8 возрастает и при работе РДТТ 1 перепад давления на стакане 8 исчезает (минимизируется). Тяга работающего РДТТ 1 передается на отсек 3, являющийся тянущим. Отсек 3 передает тягу работающего РДТТ 1 на неработающий ракетный двигатель 4 (т.е. на вторую ступень ракеты). С ракетным двигателем 4 второй ступени связан поддоном 6 полезный груз 5. Т.е. тяга работающего РДТТ 1 (первой ступени) на полезный груз 5 передается через цепочку «отсек 3 - ракетный двигатель 4 второй ступени - поддон 6». Управление ракетой при работе РДТТ 1 (первой ступени) может проводиться известными способами (аэродинамическими методами, газовыми рулями, вдувом газа в наклонные сопла 14 и пр.). Система управления ракетой при наборе требуемого суммарного импульса тяги (еще до окончания работы РДТТ 1) подает команду на снятие жесткой связи между отсеком 3 и ракетным двигателем 4 (второй ступенью). РДТТ 1 (первая ступень) под действием собственной тяги отделяется от второй ступени. Конфигурация ракеты после отделения РДТТ 1 (первой ступени) показана на фиг. 2. Далее, полезный груз 5 разгоняется ракетным двигателем 4 (второй ступенью).

Технико-экономическая эффективность предлагаемого изобретения, по сравнению с прототипами, в качестве которых выбраны ракета [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., страница 165, Рис. 3.1] и РДТТ [патент РФ №2558488] заключается в повышении энергомассового совершенства ракеты и РДТТ, упрощении их конструкции и повышении надежности, расширении функциональных возможностей РДТТ при минимизации в исходном состоянии габаритов ракеты.

1. Ракета, содержащая ракетный двигатель твердого топлива (РДТТ), являющийся тянущим, сопловой блок которого образован несколькими равномерно распределенными по окружности наклонными соплами, установленными на заднем днище, и имеющий задний узел стыка, толкающий ракетный двигатель, причем с корпусом РДТТ сопряжен стакан, с внутренней цилиндрической поверхностью которого контактирует поддон с полезным грузом, отличающаяся тем, что поддон связан с толкающим ракетным двигателем, а длина и масса РДТТ превышают длину и массу толкающего ракетного двигателя.

2. Ракета по п. 1, отличающаяся тем, что длина полезного груза превышает половину длины ракеты.

3. Ракета по п. 1, отличающаяся тем, что связь поддона с толкающим ракетным двигателем заключается в том, что поддоном является элемент конструкции толкающего ракетного двигателя.

4. Ракета по п. 1, отличающаяся тем, что задний узел стыка РДТТ соединен отсеком непосредственно с толкающим ракетным двигателем.

5. Ракета по п. 1, отличающаяся тем, что отсек снабжен окнами, выполненными напротив сопел РДТТ.

6. Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус с днищами, задний узел стыка, сопловой блок, сопряженный с передним днищем стакан, с внутренней цилиндрической поверхностью которого контактирует поддон с полезным грузом, отличающийся тем, что стакан сопряжен с задним днищем и имеет открытый задний торец, при этом площадь поперечного сечения заднего узла стыка определена тянуще-изгибной нагрузкой, равной сумме величины тяги РДТТ и полетных нагрузок.

7. Ракетный двигатель твердого топлива по п. 6, отличающийся тем, что стакан, заднее днище, наклонные сопла технологически объединены между собой.

8. Ракетный двигатель твердого топлива по п. 6, отличающийся тем, что передний торец стакана герметично закрыт мембраной.

9. Ракетный двигатель твердого топлива по п. 8, отличающийся тем, что в стакане установлен аккумулятор давления.

10. Ракетный двигатель твердого топлива по п. 8, отличающийся тем, что стакан газосвязан с корпусом.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при разработке разделяющихся боеприпасов реактивной и ствольной артиллерии. Технический результат – повышение надежности работы устройства.

Предлагаемая группа изобретений относится к области ракетной техники и может быть использована в малогабаритных зенитных и противотанковых ракетах. Бикалиберная ракета (вариант 1) содержит разгонный двигатель и механически связанный с ним переходной обтекатель, телескопически установленные на кормовую часть маршевой ступени.

Группа изобретений относится к ракетно-космической технике. Переходной отсек головной части ракеты-носителя (РН) содержит корпус, адаптер и средство соединения корпуса с адаптером.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к отсеку разделения снаряда. Содержит оболочку с дном, опорное кольцо, поршень, источник энергии с инициирующим устройством и узел форсирования, скрепляющий разделяемые элементы конструкции.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в системах отделения космических аппаратов (КА). Система отделения КА, установленная между несущей конструкцией ракеты-носителя (РН) и КА, содержит корпус, состоящий из силовых опор и стенок с замками и толкателями, болтовые соединения, дискретно размещенные по периметру корпуса демпфирующие узлы, состоящие из резиновых прокладок и пластинчатых упоров с резьбовыми отверстиями, промежуточную раму, элементы крепления, резьбовые стыковочные элементы.

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано в агрегатах, например, в ракетно-космической технике. Техническим результатом является повышение надежности и долговечности.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в устройствах разделения элементов ракет. Безимпульсный делитель, установленный на разделяемой оболочке пространственной формы, содержит детонирующий удлиненный заряд (ДУЗ), инициатор ДУЗа, вставку в виде выступа П-образной формы с завулканизированным эластомером, Г-образную разрезную пластмассовую втулку.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для разделения и сброса головного обтекателя (ГО) ракеты-носителя (РН). Устройство разделения и сброса ГО РН содержит створки с возможностью вращения, толкатели, опирающиеся на фитинги РН, хвостовик со сферическими законцовками, пружины с противоположным направлением навивки и установленные одна в другую.

Изобретение относится к космической технике, а именно к устройствам отделения космического аппарата. Устройство отделения КА содержит разъединяемое удерживающее устройство между несущей конструкцией с отверстием и КА с отверстием с выступами для фиксации упора, механические замки со стержнем с шайбой и гайкой, упором и отверстием со смещением относительно оси стержня, фиксирующее звено, удерживающее звено с выемкой на оси вращения.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в системах разделения для соединения двух или нескольких объектов с последующим их отделением.

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.

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.

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.

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.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании и производстве зарядов ракетного твердого топлива, формуемых непосредственно в корпус двигателя.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании летательных аппаратов, содержащих двухимпульсный ракетный двигатель. .

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 области ракетной техники и может быть использовано при проектировании твердотопливных микродвигателей. Твердотопливный заряд для микродвигателей представляет собой шашку твердого топлива со скоростью горения в пределах 0,10-0,20 м/с при давлениях 3,04-6,08 МПа на основе инициирующего взрывчатого вещества или быстрогорящей пиротехнической смеси.

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. Ракета содержит тянущий ракетный двигатель твердого топлива и толкающий ракетный двигатель. Тянущий ракетный двигатель твердого топлива включает сопловой блок, образованный несколькими равномерно распределенными по окружности наклонными соплами, установленными на заднем днище, а также задний узел стыка. С корпусом ракетного двигателя твердого топлива сопряжен стакан, с внутренней цилиндрической поверхностью которого контактирует поддон с полезным грузом, связанный с толкающим ракетным двигателем. Длина и масса ракетного двигателя твердого топлива превышают длину и массу толкающего ракетного двигателя. Другое изобретение относится к ракетному двигателю твердого топлива, содержащему корпус с днищами, задний узел стыка, сопловой блок, а также сопряженный с передним днищем стакан. С внутренней цилиндрической поверхностью стакана контактирует поддон с полезным грузом. Стакан сопряжен с задним днищем и имеет открытый задний торец, при этом площадь поперечного сечения заднего узла стыка определена тянуще-изгибной нагрузкой, равной сумме величины тяги ракетного двигателя твердого топлива и полетных нагрузок. Группа изобретений позволяет повысить энергомассовое совершенство ракеты и ракетного двигателя твердого топлива, упростить их конструкцию и повысить надежность, а также минимизировать габариты ракеты в ее исходном состоянии. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 2 ил.

Наверх