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»

Вернуться к списку

РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА

Номер публикации патента: 2151317

Вид документа:  C1  Страна публикации:  RU  Рег. номер заявки:  99108574/06		Получить полное описание патента

Реферат

Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус с размещенными в нем воспламенителем и зарядом. Заряд выполнен в виде топливной шашки. Центральное тело сверхзвукового сопла закреплено на тонкостенной обжимной трубке, связанной с подвижным торцом топливной шашки. Направляющий стержень закреплен на дне корпуса со стороны, противоположной сверхзвуковому соплу. Сверхзвуковое сопло подпружинено относительно корпуса, установлено в телескопической направляющей и соединено жестко с поршнем, расположенным в цилиндре. Цилиндр закреплен на корпусе. Рабочие полости цилиндра, разделенные поршнем, соединены с камерой горения двигателя каналами, выполненными в горловине сверхзвукового сопла с дроссельными отверстиями, и образуют газовый демпфер с дроссельным каналом, выполненным в поршне. Тонкостенная трубка связана с подвижным торцом топливной шашки посредством рычагов, неподвижный упор которых размещен на корпусе. Короткое плечо рычагов опирается на топливную шашку, а длинное плечо шарнирно соединено с тонкостенной трубкой. Полости демпфера соединены с закритической частью сверхзвукового сопла через выпускные дроссельные отверстия, соединенные каналом, проходящим в горловине сверхзвукового сопла. Дроссельные отверстия задней полости демпфера выполнены большего проходного сечения, чем дроссельные отверстия передней полости. Изобретение позволяет обеспечить устойчивую работу стабилизатора тяги с разомкнутым управлением по начальной температуре твердого топлива и замкнутым управлением по давлению в камере горения и ускорение ракеты. 2 з.п.ф-лы, 3 ил.

Вернуться к списку