|
На данной странице представлена ознакомительная часть выбранного Вами патента
Для получения более подробной информации о патенте (полное описание, формула изобретения и т.д.) Вам необходимо сделать заказ. Нажмите на «Корзину»
| РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА |  |
Номер публикации патента: 2138670 |  |
| Редакция МПК: | 6 | | Основные коды МПК: | F02K009/08 | | Аналоги изобретения: | 1. DE 2442082 A1, 25.03.76. 2. RU 2079689 C1, 20.05.97. 3. RU 94001129 A1, 20.09.95. 4. FR 2479905 A, 09.10.81. 5. US 4805402 A, 21.02.89. 6. EP 0153539 A1, 04.09.85. |
| Имя заявителя: | Конструкторское бюро приборостроения | | Изобретатели: | Андреев В.А.
Глухарев Н.Н.
Корнеичев В.В.
Палайчев А.А. | | Патентообладатели: | Конструкторское бюро приборостроения |
Реферат | |
Двигатель предназначен для использования в ракетной технике. Он содержит бронированный по наружной поверхности заряд, установленный с кольцевым зазором в камеру сгорания, уплотнение, образующее застойную зону, газодинамически сообщенную с камерой сгорания. При этом площадь поперечного сечения кольцевого зазора выполнена с увеличением в сторону уплотнения. Площадь поперечного сечения на входе в кольцевой зазор (Fвх) определяется из соотношения Fвх < Fкр, где Fкр - площадь критического сечения двигателя. Конструкция двигателя позволяет избежать прогаров и уноса бронепокрытия с заряда, уменьшить толщины бронепокрытия и теплоизоляции внутренней поверхности камеры сгорания, а следовательно, уменьшить дымообразование на начальном участке работы двигателя и повысить коэффициент заполнения камеры сгорания зарядом. 1 ил.
|
Поиск патентов
Получить полное описание патента