RU 2232698 C1, 20.07.2004. RU 2088784 C1, 20.08.1997. RU 2382222 C1, 20.02.2010. RU 2211350 C1, 27.08.2003. US 3196610 A, 27.07.1965. US 3293855 A, 27.12.1966.
Имя заявителя:
Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" (RU)
Изобретатели:
Соколовский Михаил Иванович (RU) Соломонов Юрий Семёнович (RU) Апакидзе Юрий Валентинович (RU) Иоффе Ефим Исаакович (RU) Лянгузов Сергей Викторович (RU) Налобин Михаил Алексеевич (RU)
Патентообладатели:
Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" (RU)
Реферат
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива системы аварийного спасения космического корабля. Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус, сопряженный со шпангоутом, соединяющим корпус со сферическим ресивером посредством ответного шпангоута, ресивер снабжен четырьмя сопловыми фланцами, четыре сопла, крепящиеся к сопловым фланцам, заряд и воспламенитель. Оси сопел выполнены под углом к продольной оси ракетного двигателя твердого топлива, а оси сопловых фланцев выполнены под углом, составляющим 0,20,7 угла наклона осей сопел, относительно перпендикуляра к продольной оси ракетного двигателя твердого топлива. Заряд состоит из имеющих центральные каналы двух полузарядов, прочноскрепленных с ресивером и корпусом соответственно. Величина горящего свода полузаряда, прочноскрепленного с ресивером, равна разнице между внутренним радиусом ресивера и внутренним радиусом ответного шпангоута. Полузаряд, прочноскрепленный с ресивером, имеет щели, соединяющие центральный канал с отверстиями в сопловых фланцах. Изобретение позволяет снизить массу конструкции и габариты ракетного двигателя твердого топлива, а также уменьшить потери удельного импульса тяги. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.
Поиск патентов
Получить полное описание патента