Способ повышения дальности полета активно-реактивного снаряда

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 области ракетной техники, в частности, к ракетным двигателям активно-реактивных снарядов (АРС), запускаемых из ствола артиллерийского орудия, и может быть использовано при разработке ракетных двигателей, включаемых на траектории полета АРС.

Особенностью внешней баллистики АРС является то, что в момент вылета из ствола орудия снаряд имеет максимальную (дульную) скорость [1]. При этом снаряд испытывает максимальное сопротивление со стороны окружающей среды, пропорциональное квадрату его скорости. Включение твердотопливного ракетного двигателя (РДТТ) активно-реактивного снаряда непосредственно в момент вылета снаряда из ствола не позволяет эффективно использовать тягу РДТТ для повышения дальности полета АРС. Для повышения эффективности АРС целесообразно осуществлять запуск РДТТ на траектории полета активно-реактивного снаряда с использованием различных способов и устройств задержки зажигания (замедлителей) [2-6].

Известен ракетный двигатель артиллерийского снаряда [2], содержащий корпус с зарядом твердого топлива и соплом, установленную в нем заглушку с кольцевым выступом, контактирующим с наружной поверхностью сопла, фиксирующий ее элемент, воспламенитель и блок стабилизаторов ножевого типа. Воспламенитель размещен на заглушке в коническом корпусе и снабжен установленным со стороны среза сопла замедлителем. Стабилизаторы перекрывают торец замедлителя, а фиксирующий элемент выполнен в виде трубки, один конец которой скреплен с соплом в его критическом сечении, а другой конец снабжен выступами, охватывающими корпус воспламенителя.

Известен ракетный двигатель твердого топлива активно-реактивного снаряда [3], содержащий корпус с сопловым блоком и зарядом твердого топлива, установленную в сопловом блоке заглушку с центральным каналом, в котором размещен пирозамедлитель, и каналами в ее дне, обращенном к срезу сопла, размещенный в корпусе со стороны пирозамедлителя воспламенитель. При этом каналы в дне заглушки выполнены радиальными, на входе которых образованы криволинейные выемки.

Известен ракетный двигатель артиллерийского снаряда [4], содержащий камеру сгорания с зарядом твердого топлива, сопло, пиротехнический инициатор замедленного действия, установленный в канале сопловой заглушки. Двигатель дополнительно содержит перфорированный диск и шарик, а в заглушке со стороны среза сопла канал выполнен с расширением в сторону инициатора. Шарик помещен в полости канала, а перфорированный диск установлен между каналом и инициатором, причем отверстия в диске выполнены с диаметром, меньшим диаметра шарика.

Известен активно-реактивный снаряд [5], который содержит ракетный двигатель твердого топлива, сопловую заглушку с пирозамедлителем, заряд твердого топлива и воспламенитель. На заднем торце снаряда выполнена полузамкнутая полость, при этом замедлитель заглублен в эту полость. На торце замедлителя со стороны заднего торца снаряда установлена дроссельная шайба, выполненная по крайней мере с одним поперечным диаметральным пазом. Ширина паза выполнена меньшей диаметра дроссельной шайбы.

Наиболее близким по техническому решению к заявляемому изобретению является способ реализации задержки зажигания заряда твердого топлива в АРС с помощью устройства, содержащего коническую заглушку с воспламенителем и замедлителем, перекрывающую выходную часть сопла [6]. На торце стенки заглушки, обращенном к заряду, выполнен кольцевой выступ, на который с зазором относительно торца, заполненным герметизирующим составом, установлена мембрана в виде чашки с отбортовкой.

Основным недостатком известных технических решений является то, что дополнительный твердотопливный заряд (замедлитель) инициируется пороховыми газами метательного заряда в стволе орудия, давление которых составляет несколько тысяч атмосфер. Это снижает надежность инициирования и работы маршевого РДТТ активно-реактивного снаряда. Во-первых, воздействие газов высокого давления может привести к нарушению внутренней баллистики РДТТ, деформации заряда и разрушению двигателя. Во-вторых, при вылете снаряда из ствола орудия возможно самопроизвольное гашение заряда замедлителя за счет резкого сброса давления [7]. Известные технические решения, кроме сложности конструкции большинства из них, не обеспечивают контролируемого и оптимального значения времени задержки зажигания РДТТ.

Техническим результатом настоящего изобретения является увеличение дальности полета АРС и повышение надежности инициирования РДТТ активно-реактивного снаряда.

Технический результат изобретения достигается тем, что разработан способ повышения дальности полета активно-реактивного снаряда, включающий зажигание на траектории полета заряда 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 в форме усеченных конусов, основания которых направлены в сторону выходного сечения сопла, герметично размещают через термоизолирующие прокладки в перфорациях диафрагмы. Высоту зарядов замедлителя определяют из соотношения

,

где h - высота зарядов замедлителя;

ρ - плотность зарядов замедлителя;

S - суммарная поверхность горения зарядов замедлителя;

R - газовая постоянная продуктов сгорания замедлителя;

T - температура продуктов сгорания замедлителя;

p0 - атмосферное давление;

V - объем замкнутой полости;

u0 - скорость горения замедлителя при атмосферном давлении;

v - показатель степени в зависимости скорости горения замедлителя от давления u=u0(р/p0)v;

u - скорость горения замедлителя при давлении р;

р - давление в замкнутой полости;

tign - время задержки зажигания заряда твердого топлива.

Время задержки зажигания заряда твердого топлива предварительно определяют из серии внешнебаллистических расчетов зависимости дальности полета конкретного активно-реактивного снаряда от времени задержки зажигания заряда твердого топлива, как значение времени задержки зажигания, обеспечивающее максимальную дальность полета.

Сущность изобретения поясняется схемой активно-реактивного снаряда, реализующего заявляемый способ (Фиг.1). Ракетный двигатель АРС содержит корпус 1 с зарядом твердого топлива 2 и сопловым блоком. В предсопловом объеме 3 размещают навеску воспламенителя 23. В закритическом сечении сопла устанавливают перфорированную диафрагму 4, в перфорациях которой через термоизолирующие прокладки 22 герметично размещают заряды замедлителя 21. Заряды замедлителя 21 выполнены в виде усеченных конусов, основания которых направлены в сторону выходного сечения сопла. В диффузоре сопла 6 устанавливают основание 8, которое срезаемой крышкой сопла 13 с отверстием 12 при помощи завальцовки 7 крепится к выходной части диффузора 6. На основании 8 со стороны заряда 2 закрепляют стакан 19, по оси которого размещен подвижный шток 14 с закрепленной на нем консолью 18. Со стороны основания 8 на консоли 18 устанавливают ударники 16, а со стороны заряда 2 консоль 18 через пружину 20 опирается на перфорированную диафрагму 4. На основании 8 напротив ударников 16 размещают пиропатроны 15. В консоли 18 выполнены перфорации 17 для прохода продуктов сгорания пиропатронов 15 в замкнутую полость 5. На штоке 14 выполнен конический участок 11 со стороны основания 8, сопряженный с конической полостью 9 в основании 8, и срезаемый фланец 10, который зажат между основанием 8 и срезаемой крышкой сопла 13.

Ракетный двигатель активно-реактивного снаряда работает следующим образом. При движении снаряда в стволе орудия под действием высокого давления пороховых газов метательного заряда срезается выступающий край фланца 10, а шток 14 с закрепленной на нем консолью 18 перемещается в сторону перфорированной диафрагмы 4 и сжимает пружину 20. При этом конический участок 11 штока 14 сопрягается с конической полостью 9 в основании 8, препятствуя прорыву пороховых газов в замкнутую полость 5. После вылета снаряда из ствола орудия давление пороховых газов на срезаемую крышку сопла 13 резко уменьшается, при этом шток 14 с закрепленной на нем консолью 18 под действием пружины 20 перемещается назад и воздействует ударниками 16 на пиропатроны 15. Продукты сгорания пиропатронов, через перфорации 17 в консоли 18 поступают в замкнутую полость 5 и поджигают торцевые поверхности зарядов замедлителя 21. Термоизолирующие прокладки 22 препятствуют проникновению пороховых газов в предсопловой объем из замкнутой полости 5 до полного выгорания зарядов замедлителя 21. После выгорания зарядов замедлителя 21 в течение заданного времени tign продукты сгорания через перфорации диафрагмы 4 поступают из замкнутой полости 5 в предсопловой объем и поджигают навеску воспламенителя 23. Продукты сгорания воспламенителя 23 поджигают заряд твердого топлива 2. При достижении в камере сгорания заданного давления срезается завальцовка 7 срезаемой крышки сопла 13, обеспечивая вылет из диффузора сопла 6 всех элементов системы зажигания (диафрагмы 4, стакана 19, основания 8 и др.). Таким образом, обеспечивается запуск РДТТ на траектории полета через строго контролируемое время tign, определяемое скоростью горения и высотой зарядов замедлителя 21.

Достижение положительного эффекта изобретения обеспечивается следующими факторами.

1. Зажигание зарядов замедлителя продуктами сгорания пиропатронов, размещенных в замкнутой полости между перфорированной диафрагмой и срезаемой крышкой сопла, расположенной в его выходном сечении, обеспечивает автономность зажигания торцевых поверхностей зарядов замедлителя (без контакта с газами высокого давления метательного заряда).

2. Срабатывание пиропатронов при вылете активно-реактивного снаряда из ствола орудия обеспечивает четкую фиксацию момента зажигания зарядов замедлителя и, соответственно, обеспечивает контролируемую величину времени задержки зажигания заряда твердого топлива.

3. Выполнение зарядов замедлителя в форме усеченных конусов, основания которых направлены в сторону выходного сечения сопла, предотвращает вылет зарядов замедлителя в предсопловой объем под действием давления в замкнутой полости вплоть до их полного сгорания.

4. Герметичное размещение зарядов замедлителя в перфорациях диафрагмы обеспечивает надежную изоляцию предсоплового объема от продуктов сгорания замедлителя в замкнутой полости в течение заданного времени сгорания зарядов замедлителя.

5. Размещение зарядов замедлителя в перфорациях диафрагмы через термоизолирующие прокладки снижает тепловые потери из волны горения зарядов замедлителя в материал диафрагмы. Это обеспечивает устойчивость горения зарядов замедлителя.

6. Соотношение для определения высоты зарядов замедлителя

обеспечивает оптимальную величину времени задержки зажигания заряда твердого топлива, при которой дальность полета АРС максимальна.

Для вывода соотношения (1) рассмотрим уравнения сохранения массы в замкнутой полости между перфорированной диафрагмой и срезаемой крышкой сопла

где t - время;

ρg - плотность газообразных продуктов сгорания замедлителя;

ρ - плотность зарядов замедлителя;

V - объем замкнутой полости;

S - суммарная поверхность горения зарядов замедлителя;

u - скорость горения замедлителя.

В соответствии с уравнением состояния Менделеева - Клапейрона

где р - давление в замкнутой полости;

R - газовая постоянная продуктов сгорания замедлителя;

T - температура продуктов сгорания замедлителя.

Подставляя (3) в (2), получим

Закон скорости горения замедлителя примем в виде [8]:

где u0 - скорость горения замедлителя при атмосферном давлении;

p0 - атмосферное давление;

v - показатель степени в зависимости скорости горения замедлителя от давления.

Подставляя (5) в уравнение (4) и проводя интегрирование, получим:

Высота зарядов замедлителя определяется уравнением

С учетом (5), (6), получим искомое соотношение

которое сводится к (1).

Пример реализации

В качестве примера реализации заявляемого способа рассмотрим движение активно-реактивного снаряда калибром 76 мм (ЗИС-3) [9], в котором размещен РДТТ с трубчато-канальным зарядом, забронированным по торцевым поверхностям, с размерами 40/8-150 мм. Суммарная начальная масса АРС составляет 6.6 кг, масса твердотопливного заряда (порох Н) составляет 0.29 кг (4.3% от массы снаряда).

По результатам внутрибаллистического расчета РДТТ, проведенного по методике [10], получены основные характеристики твердотопливного двигателя АРС:

- диаметр критического сечения сопла dкр - 9.2 мм;

- диаметр выходного сечения сопла da=27.8 мм;

- рабочее давление в камере сгорания на маршевом режиме pk=8.0 МПа;

- тяга двигателя Р=778Н;

- массовый секундный расход продуктов сгорания G=0.35 кг/с;

- удельный импульс тяги J=2214 м/с;

- время работы РДТТ t*=0.82 с.

Для определения оптимального значения времени задержки зажигания заряда твердого топлива tign проведена серия внешнебаллистических расчетов дальности полета АРС при выстреле из орудия с начальной (дульной) скоростью U0=680 м/с, углом θ0=45°.

Расчеты проведены для инертного снаряда (без РДТТ) и для снаряда с РДТТ с варьированием времени задержки зажигания tign.

Движение инертного тела в воздушной среде определяется системой уравнений внешней баллистики [10]

где U - скорость снаряда;

F - сила лобового сопротивления;

m - масса снаряда;

g - ускорение свободного падения;

θ - угол между вектором скорости и линией местного горизонта;

y - вертикальная координата;

x - горизонтальная координата.

Система уравнений движения АРС на активном участке включает измененное уравнение для скорости движения с учетом тяги ракетного двигателя и дополнительное уравнение изменения массы АРС при горении ТРТ

где Р - сила тяги РДТТ;

ρT - плотность твердого топлива;

uT - скорость горения твердого топлива;

ST - площадь поверхности горения твердого топлива.

Сила лобового сопротивления рассчитывалась по формуле

,

где Сx - коэффициент лобового сопротивления;

ρв - плотность воздуха;

Sм - площадь миделева сечения снаряда.

Коэффициент лобового сопротивления Сx рассчитывался по аппроксимационным формулам в зависимости от числа Маха [10].

По результатам проведенных расчетов дальность полета инертного снаряда ЗИС-3 (без РДТТ) составляет хк=13.7 км, что хорошо совпадает с результатами полигонных испытаний (хк=13.3 км) [9].

Результаты параметрических расчетов движения активно-реактивного снаряда с РДТТ для разных времен задержки зажигания ting, приведены в таблице 1 (хк - дальность полета, tк - время полета).

Обобщенные результаты расчетов движения активно-реактивного снаряда ЗИС-3 приведены в таблице 2 (Uк - конечная скорость снаряда).

Расчетные зависимости скорости движения АРС от времени приведены на Фиг. 2, а траектории движения АРС приведены на Фиг. 3, где а - инертный снаряд (без заряда ТРТ); б - снаряд с РДТТ при tign=0 с; в - снаряд с РДТТ при ting=19 с.

Результаты расчетов, показывают, что при использовании трубчато-канального заряда баллиститного (порох Н) топлива обеспечивается увеличение дальности полета снаряда на 10% (при tign=0 с) и на 20% (при tign=19 с) по сравнению с инертным снарядом.

Рассчитаем высоту h заряда замедлителя (средний диаметр 5 мм), обеспечивающего необходимое время задержки зажигания заряда РДТТ. Основные характеристики состава замедлителя ТЗС-20 приведены в таблице 3 [8].

На Фиг. 4 приведен график зависимости высоты замедлителя h в зависимости от требуемой величины времени задержки зажигания tign для различных значений свободного объема замкнутой полости, рассчитанный по соотношению (1). Для времени tign=19 с высота заряда замедлителя равна h=14 мм при свободном объеме V=10 см3. На Фиг. 5 приведены значения максимального давления р в замкнутой полости при горении зарядов замедлителя для разных значений свободного объема, рассчитанные по формуле (6). Величина давления существенно зависит от свободного объема и для V=10 см3 составляет р=12.7 МПа.

Таким образом, из приведенного примера следует, что заявляемый способ увеличения дальности полета активно-реактивного снаряда обеспечивает достижение технического результата изобретения - увеличение дальности полета за счет обеспечения контролируемого и оптимального времени задержки зажигания твердотопливного заряда РДТТ и повышение надежности инициирования РДТТ за счет автономной системы воспламенения, исключающей воздействие газов высокого давления метательного заряда в стволе орудия.

ЛИТЕРАТУРА

1. Серебряков М.Е. Внутренняя баллистика. - М.: Оборонгиз, 1949. - 670 с.

2. Патент РФ №2021544, МПК F02K 9/08. Ракетный двигатель артилирийского снаряда / Соколов Г.Ф., Миронов Ю.И., Беркович B.C. - Опубл. 15.10.1994 г.

3. Патент РФ №2037065, МПК F02K 9/08. Ракетный двигатель твердого топлива активно-реактивного снаряда / Соколов Г.Ф., Васина Е.А., Морозов В.Д., Кошелев Е.В. - Опубл. 09.06.1995 г.

4. Патент РФ №2059859, МПК F02K 9/08. Ракетный двигатель артиллерийского снаряда / Бабичев В.И., Алешичев И.А., Соколов Г.Ф., Родин Л.А. - Опубл. 10.05.1996 г.

5. Патент РФ №2075033, МПК F42B 10/38. Активно-реактивный снаряд / Бабичев В.И., Колотилин С.В. - Опубл. 10.03.1997 г.

6. Патент РФ №2080468, МПК F02K 9/08, F42B 10/38. Ракетный двигатель артиллерийского снаряда / Бабичев В.И., Соколов Г.Ф., Миронов Ю.И., Беркович B.C. - Опубл. 15.05.1997 г.

7. Райзберг Б.А., Ерохин Б.Т., Самсонов К.П. Основы теории рабочих процессов в ракетных системах на твердом топливе. – М.: Машиностроение, 1972. - 383 с.

8. Демьяненко Д.Б., Дудырев А.С., Страхов И.Г., Цынбал М.Н. Комплекс новых пиротехнических замедлительных составов для временных устройств пироавтоматики и средств инициирования. // Изв. Санкт-Петербургского государственного технологического университета (технического университета). 2012, №16 (42). - С. 3-7.

9. Широкорад А.Б. Снаряд с ракетным сердцем // Популярная механика. 2012, №5 (115).

10. Степанов В.П. Динамика полета реактивных снарядов. Учебное пособие. - Томск: Изд-во Томского университета, 1977. - 560 с.

1. Способ повышения дальности полета активно-реактивного снаряда, включающий зажигание на траектории полета заряда твердого топлива продуктами сгорания воспламенителя, расположенного в предсопловом объеме и инициируемого продуктами сгорания замедлителя, отличающийся тем, что 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, а заряды замедлителя в форме усеченных конусов, основания которых направлены в сторону выходного сечения сопла, герметично размещают через термоизолирующие прокладки в перфорациях диафрагмы, причем высоту зарядов замедлителя определяют из соотношения

,

где h - высота зарядов замедлителя;

ρ - плотность зарядов замедлителя;

S - суммарная поверхность горения зарядов замедлителя;

R - газовая постоянная продуктов сгорания замедлителя;

Т - температура продуктов сгорания замедлителя;

р0 - атмосферное давление;

V - объем замкнутой полости;

u0 - скорость горения замедлителя при атмосферном давлении;

ν - показатель степени в зависимости скорости горения замедлителя от давления u=u0(р/p0)ν;

u - скорость горения замедлителя при давлении р;

р - давление в замкнутой полости;

tign - время задержки зажигания заряда твердого топлива.

2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что время задержки зажигания заряда твердого топлива предварительно определяют из серии внешнебаллистических расчетов зависимости дальности полета конкретного активно-реактивного снаряда от времени задержки зажигания заряда твердого топлива как значение времени задержки зажигания, обеспечивающее максимальную дальность полета.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при разработке поворотных управляющих сопел изменяемой геометрии для ракетных двигателей. Поворотное управляющее сопло ракетного двигателя состоит из соединенных узлом качания неподвижной и подвижной частей, с расположенным на срезе раструба подвижной части раскладным сопловым насадком и механизмом его разложения, выполненным в виде нескольких равномерно расположенных вокруг сопла раздвижных телескопических штанг.

Изобретение относится к области проектирования малогабаритных импульсных твердотопливных реактивных двигателей (РДТТ), которые находят широкое применение в качестве средств коррекции траектории полета управляемых ракет, снарядов и космических аппаратов.

Лазерный ракетный двигатель с электростатическим ускорением рабочего тела (ЛРДЭУРТ) относится к области ракетных двигателей для ускорения ракетно-космической техники при помощи лазерного излучения.

Изобретение относится к авиационно-космической области, и, в частности, к области летательных аппаратов, приводимых в движение ракетными двигателями. В частности, изобретение относится к схеме (6) питания для снабжения ракетного двигателя (2) по меньшей мере первым жидким топливом, причем упомянутая схема питания включает в себя по меньшей мере один буферный бак (20) для упомянутого первого жидкого топлива и первый теплообменник (18), который встроен в упомянутый буферный бак (20) и приспособлен для подсоединения к схеме (17) охлаждения для охлаждения по меньшей мере одного источника питания, чтобы охлаждать упомянутый источник тепла посредством передачи тепла первому топливу.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям, работающим на первой и второй ступенях ракетоносителя. Камера жидкостного ракетного двигателя с регулируемым соплом содержит охлаждаемую часть сопла и неохлаждаемый насадок из углерод-углеродного композиционного материала, рулевые агрегаты и раму, согласно изобретению в неохлаждаемом насадке выполнены ниши, в которых расположены несколько секций разъемного земного сопла, имеющих валы вращения, расположенные по касательным в районе стыка неохлаждаемого насадка с охлаждаемой частью сопла, установленные в кронштейны, закрепленные на охлаждаемой части сопла и соединенные рулевыми агрегатами с рамой двигателя.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к способам нанесения теплозащитного покрытия на наружную поверхность корпусных изделий, а именно, корпусов твердотопливных ракетных двигателей, обтекателей и головных частей ракет, в том числе гиперзвуковых летательных аппаратов.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкции двигательных установок (ДУ) космического назначения. ДУ состоит из топливных баков с газовой и топливной горловинами, системы подачи топлива, системы исполнительных органов, включающей, как минимум, отклоняющие двигатели со смесительной головкой и двигатели стабилизации и ориентации.

Изобретение относится к установкам по термической нейтрализации газообразных и жидких экологически опасных веществ, прежде всего паров и промышленных стоков компонентов ракетного топлива, например несимметричного диметилгидразина (гептил), тетраоксида диазота.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в двигательных установках (ДУ) космических объектов (КО). ДУ КО содержит криогенный бак с расходным клапаном и с бустерным турбонасосом, баллон высокого давления с газообразным криогенным компонентом для раскрутки турбины бустерного турбонасоса, маршевый двигатель с турбонасосным агрегатом, гидравлический конденсатор.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в жидкостных ракетных двигателях (ЖРД). Устройство для крепления агрегатов ЖРД содержит тягу, изготовленную из трубы, со сферическими опорами для крепления к раме или корпусам агрегатов, основные опоры с осевыми отверстиями, промежуточные опоры с резьбовыми частями и осевыми отверстиями, накидные гайки, шайбы со сферической внутренней поверхностью, наконечники с левой и правой резьбами, контргайки.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при разработке поворотных управляющих сопел изменяемой геометрии для ракетных двигателей. Поворотное управляющее сопло ракетного двигателя состоит из соединенных узлом качания неподвижной и подвижной частей, с расположенным на срезе раструба подвижной части раскладным сопловым насадком и механизмом его разложения, выполненным в виде нескольких равномерно расположенных вокруг сопла раздвижных телескопических штанг.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при разработке поворотных управляющих сопел изменяемой геометрии для ракетных двигателей. Поворотное управляющее сопло ракетного двигателя состоит из соединенных узлом качания неподвижной и подвижной частей, с расположенным на срезе раструба подвижной части раскладным сопловым насадком и механизмом его разложения, выполненным в виде нескольких равномерно расположенных вокруг сопла раздвижных телескопических штанг.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям, работающим на первой и второй ступенях ракетоносителя. Камера жидкостного ракетного двигателя с регулируемым соплом содержит охлаждаемую часть сопла и неохлаждаемый насадок из углерод-углеродного композиционного материала, рулевые агрегаты и раму, согласно изобретению в неохлаждаемом насадке выполнены ниши, в которых расположены несколько секций разъемного земного сопла, имеющих валы вращения, расположенные по касательным в районе стыка неохлаждаемого насадка с охлаждаемой частью сопла, установленные в кронштейны, закрепленные на охлаждаемой части сопла и соединенные рулевыми агрегатами с рамой двигателя.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям, работающим на первой и второй ступенях ракетоносителя. Камера жидкостного ракетного двигателя с регулируемым соплом содержит охлаждаемую часть сопла и неохлаждаемый насадок из углерод-углеродного композиционного материала, рулевые агрегаты и раму, согласно изобретению в неохлаждаемом насадке выполнены ниши, в которых расположены несколько секций разъемного земного сопла, имеющих валы вращения, расположенные по касательным в районе стыка неохлаждаемого насадка с охлаждаемой частью сопла, установленные в кронштейны, закрепленные на охлаждаемой части сопла и соединенные рулевыми агрегатами с рамой двигателя.

Изобретение относится к ракетным двигателям, в которых для управления вектором тяги в полете используются различные органы управления, расположенные у среза сопла или внутри него.

Изобретение относится к ракетным двигателям, в которых используется центральное тело с расположенными вокруг него индивидуальными камерами сгорания. Жидкостной ракетный двигатель (ЖРД) состоит из рамы, центрального тела с профилированной поверхностью, расположенной коаксиально продольной оси двигателя, и нескольких индивидуальных камер сгорания с профилированными сверхзвуковыми соплами, расположенными вокруг центрального тела, и закрепленных на двигательной раме.

Изобретение относится к области ракетостроения и может быть использовано при разработке и изготовлении ракетных двигателей с соплами большой степени расширения для верхних ступеней ракет и космических аппаратов.

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.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя с раздвижным соплом. Сопло ракетного двигателя содержит раструб, первый насадок, наружный телескопический насадок, механизмы раздвижки, обеспечивающие перевод сопла из сложенного положения в рабочее, а также приводы раздвижки.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя с раздвижным соплом. Сопло ракетного двигателя с механизмом раздвижки, обеспечивающим перевод сопла из сложенного положения в рабочее, содержит раструб и складной насадок, образованный лепестками с элементами кинематической связи лепестков с раструбом.

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.

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.

Наверх