RU 2225524 C1, 10.03.2004. US 6226979 B1, 08.05.2001. US 3292376 A, 20.12.1966. US 3091924 A, 04.06.1963. US 3052092 A, 04.09.1962. US 3648461 A, 14.03.1972.
Имя заявителя:
Государственный научный центр Российской Федерации - Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский центр имени М.В. Келдыша" (ГНЦ ФГУП "Центр Келдыша") (RU)
Изобретатели:
Губертов Арнольд Михайлович (RU) Миронов Вадим Всеволодович (RU) Давыденко Николай Андреевич (RU) Борисов Дмитрий Марианович (RU) Куранов Михаил Леонидович (RU) Ульянова Марина Викторовна (RU) Дегтярев Сергей Антонович (RU)
Патентообладатели:
Государственный научный центр Российской Федерации - Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский центр имени М.В. Келдыша" (ГНЦ ФГУП "Центр Келдыша") (RU)
Реферат
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях маршевых и разгонных ступеней ракетных двигателей твердого топлива. Ракетный двигатель твердого топлива включает камеру сгорания, сопло с утопленной частью и теплозащитным покрытием и скрепленный с камерой сгорания заряд, состоящий из двух частей, разделенных перегородкой. Меньшая часть заряда расположена над утопленной частью сопла и изготовлена из низкотемпературного топлива, а большая - из высокотемпературного топлива. В одном варианте выполнения ракетного двигателя между утопленной частью сопла и низкотемпературным зарядом соосно соплу расположен цилиндр, упирающийся в перегородку и в заднее днище. На боковой поверхности цилиндра по окружности выполнены отверстия, оси которых перпендикулярны к оси сопла. Суммарную площадь отверстий выбирают из условия обеспечения расхода продуктов сгорания низкотемпературного топлива в диапазоне 2-3% от расхода продуктов сгорания высокотемпературного топлива. В другом варианте ракетного двигателя цилиндр выполнен из термически разлагаемого и уносимого материала. Температура продуктов разложения указанного материала ниже, чем температура продуктов сгорания высокотемпературного топлива. На боковой поверхности цилиндра по окружности, расположенной между входной кромкой сопла и перегородкой, выполнены овальные отверстия, оси которых параллельны касательной к входному профилю сопла. В еще одном варианте перегородка установлена на утопленную часть сопла, а на цилиндрической поверхности утопленной части сопла по окружности выполнен ряд сквозных отверстий, оси которых наклонены по отношению к оси сопла под углом меньше 90°. Изобретение позволяет обеспечить надежную и стабильную тепловую защиту сопла ракетного двигателя, а также снизить массу последнего. 3 н.п. ф-лы, 3 ил.
Поиск патентов
Получить полное описание патента