Ракетные двигательные установки, т.е. установки, для работы которых используется горючее и окислитель, управление этими установками: ..содержащие средства для реверсирования или прекращения действия тяги – F02K 9/92

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива с отсечкой тяги. Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус с задним днищем, заряд, воспламенитель, сопло маршевого режима и расположенные в районе заднего днища реверсивные сопла отсечки тяги, закрытые заглушками. Заглушки зафиксированы пирозамками, а заряд выполнен с глухим каналом. Корпус выполнен из композиционного материала по схеме «кокон» и содержит задний фланец, к которому пристыкована секция, выполненная в виде сферического сегмента. Реверсивные сопла отсечки тяги установлены на указанную секцию по нормали к поверхности сферического сегмента. Сопло маршевого режима частично утоплено в секцию в виде сферического сегмента, а воспламенитель размещен в ней. Изобретение позволяет уменьшить массу ракетного двигателя и увеличить время его работы при обеспечении минимальной длины и упрощении технологии изготовления. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании узла отсечки тяги ракетного двигателя твердого топлива. Узел отсечки тяги содержит раструб сопла противотяги, снабженный фланцем и закрытый заглушкой, зафиксированной кулачками или шариками с контактирующим с ними затвором, образующим затворную полость, которая сообщена с пиропатроном. Затворная полость образована вокруг сопряженного с фланцем участка раструба сопла противотяги. Заглушка связана с толкателем, установленным с возможностью продольного перемещения в кольцевой проточке, выполненной внутри фланца. Кольцевая проточка газосвязана с затворной полостью, а затвор снабжен ограничителем хода. Изобретение позволяет повысить надежность срабатывания узла отсечки тяги. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива с отсечкой тяги посредством узла гидрогашения. Ракетный двигатель содержит корпус, сопло и узел гидрогашения. Узел гидрогашения состоит из зафиксированного стопорным устройством дифференциального поршня и узлов впрыска. Дифференциальный поршень образован частями большого и малого диаметра и установлен с возможностью продольного перемещения в стакане, заполненном жидким хладагентом. Узел гидрогашения закреплен посредством стоек внутри корпуса, а часть дифференциального поршня, имеющая малый диаметр, выведена в расширяющуюся часть сопла. Узлы впрыска выполнены в цилиндрической стенке стакана или в обоймах и расположены в несколько рядов, распределенных по длине стакана. У обращенного к соплу торца стакана установлена с возможностью продольного перемещения заслонка. Заслонка связана с расположенной у обращенного к соплу торца стакана обоймой, размещенной с возможностью продольного перемещения на наружной поверхности стакана. Обойма имеет Г-образное сечение, полка которого контактирует с ободом, выполненным на наружной поверхности стакана, и образует внутреннюю полость обоймы, сообщенную с внутренней полостью стакана. Изобретение позволяет повысить эффективность гидрогашения и уменьшить импульс последействия. 2 з.п. ф-лы, 11 ил.

Регулируемый ракетный двигатель твердого топлива содержит камеру сгорания с установленным в ее днище воспламенителем, сопло, узел управления тягой и узел гидрогашения. Камера сгорания включает размещенные в ней заряд твердого топлива и вмонтированный датчик давления, связанный с датчиком обратной связи и бортовой электронной вычислительной машиной. Узел управления тягой содержит исполнительный механизм, на штоке которого установлен датчик перемещения. Узел гидрогашения включает форсунку, датчик расхода, электромагнитный клапан, установленный на напорной линии трубопровода, пневмогидроаккумулятор и датчик давления жидкого хладагента. Заряд твердого топлива выполнен с каналами, заполненными хладагентом, вытесняемым за счет поршней, и соединенными с делителями потока. Узел гидрогашения и камера сгорания связаны при помощи дополнительного отвода и второго управляемого регулятора расхода. Изобретение позволяет осуществить глубокое управление модулем тяги ракетного двигателя за счет рационального формирования поверхности горения и использования части продуктов сгорания в осуществлении процесса гашения топливного заряда. 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива с отсечкой тяги. Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус с узлами отсечки тяги, снабженными пиросредствами, и узел стыка, размещенный вокруг узлов отсечки тяги. В узле стыка напротив узлов отсечки тяги выполнены лючки, имеющие отбортовки и закрытые крышками. Отбортовки лючков выполнены в виде полых цилиндров, расположенных соосно узлам отсечки тяги. Зазоры между отбортовками и узлами отсечки тяги превышают перемещения узлов отсечки тяги при предельной деформации корпуса от максимального внутрикамерного давления. На отбортовках выполнены упорные элементы, с которыми контактируют крышки, выполненные в виде стаканов, косо расположенные донышки которых расположены заподлицо с наружной поверхностью узла стыка. На наружной цилиндрической поверхности каждой крышки установлен узел герметизации. Изобретение позволяет упростить конструкцию ракетного двигателя и повысить ее надежность за счет исключения попадания продуктов сгорания внутрь узла стыка при работе узлов отсечки тяги с обеспечением герметичности узла стыка в состоянии поставки и работы ракетного двигателя, а также обеспечения равнопрочности узла стыка. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус, выполненный из композиционного материала, сопло и узлы отсечки тяги, расположенные на переднем днище корпуса. Каждый узел отсечки тяги содержит размещенный под силовой оболочкой корпуса закладной фланец, перо которого закрыто внутренним теплозащитным покрытием корпуса, крепящийся к нему раструб сопла противотяги и заглушку с узлом герметизации, зафиксированную стопорным устройством, содержащим пиросредство и имеющим кулачки или шарики, расположенные в трапециевидной канавке раструба сопла противотяги. Кулачки или шарики зафиксированы в радиальном направлении блокиратором. Внутренний диаметр закладного фланца равен диаметру сквозного отверстия в днище корпуса и наружному диаметру заглушки. Раструб сопла противотяги крепится к закладному фланцу шпильками, болтами или винтами, проходящими насквозь через силовую оболочку корпуса. Радиус вершины пера закладного фланца превышает радиус окружности, описанной вокруг шпилек, не менее чем в 1,225 раза. Узел герметизации выполнен в районе сопряжения заглушки с закладным фланцем, а закладной фланец в этом районе выполнен в виде кольца, соединенного с пером тонкой перемычкой. Изобретение позволяет снизить массу конструкции, повысить стабильность работы узлов отсечки тяги и допустимое время их работы. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива с отсечкой тяги посредством узла гидрогашения. Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус, сопло и узел гидрогашения, закрепленный посредством стоек внутри корпуса. Узел гидрогашения состоит из зафиксированного стопорным устройством дифференциального поршня, образованного частями большого и малого диаметра и установленного с возможностью продольного перемещения в стакане, заполненном жидким хладагентом, и узлов впрыска. Часть дифференциального поршня, имеющая малый диаметр, выведена в расширяющуюся часть сопла, а узлы впрыска выполнены в цилиндрической стенке стакана или в обоймах и расположены в несколько рядов, распределенных по длине стакана. Изобретение позволяет повысить эффективность и надежность гашения заряда твердого топлива за счет подстройки интенсивности впрыска в соответствии со стадией гидрогашения. 4 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя на твердом топливе (РДТТ) с отсечкой тяги. Двухрежимным РДТТ, содержащим корпус 1, центральное сопло 2 маршевого режима, соосный ему сопловой блок 3 второго режима, установленный с возможностью осевого перемещения внутри корпуса 1 и зафиксированный стопорным устройством 5, при этом сопловой блок 3 второго режима выполнен в виде цилиндрического газовода 6, наружный диаметр которого равен диаметру критического сечения сопла 2 маршевого режима, на торце газовода 6 установлено днище 7, снабженное штангой 8, проходящей через критическое сечение сопла 2 маршевого режима, а на днище 7 и газоводе 6 в несколько рядов выполнены радиальные 9 и (или) наклонные 10 отверстия. Сопловой блок 3 второго режима установлен на переднем днище корпуса 1 посредством направляющего устройства 4. Площадь поперечного сечения штанги 8 равна площади поперечного сечения стенки газовода 6. Суммарная проходная площадь радиальных 9 и наклонных 10 отверстий соплового блока 3 второго режима равна площади критического сечения сопла 2 маршевого режима. Днище 7 соплового блока 3 второго режима имеет вытянутую коническую или ступенчато-цилиндрическую форму, наружный и соответственно внутренний диаметры днища 7 выполнены переменными по длине так, что площадь внутреннего проходного сечения данного участка днища 7 равна суммарной площади радиальных 9 и наклонных 10 отверстий рядов, расположенных далее по потоку. Направляющее устройство 4 выполнено в виде телескопически расположенных цилиндров 11. Один или несколько цилиндров 11 (ПА, ПБ) направляющего устройства 4 образуют гидротормоз, соответственно полость над ними заполнена жидкостью 14, а в цилиндрах 11 выполнены сливные каналы 15. Сопловой блок 3 второго режима снабжен ограничительным уступом 16, расположенным на наружной цилиндрической поверхности газовода 6 у его входной части 17.Изобретение обеспечивает уменьшение габаритов двухрежимного РДТТ и его массы. 6 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретения относится к ракетной технике и может быть использовано при проектировании твердотопливных двигателей с обнулением или реверсом тяги, например противоштопорных ракет для испытаний самолетов. Ракетный двигатель с реверсом тяги содержит камеру сгорания с соосно расположенными и противоположно направленными соплами и перепускное устройство. Перепускное устройство выполнено в виде неподвижного стакана с окнами на боковой поверхности и втулки, установленной внутри стакана с возможностью осевого перемещения. Стакан и втулка зафиксированы с помощью штифта и имеют каждый два ответных уступа на контактирующих цилиндрических поверхностях, одна пара которых образует герметичную полость, которая сообщена с полостью пиропатрона, другая расположена вокруг окон. Штифт установлен в герметичной полости, а площадь его поперечного сечения определяют исходя из соотношения защищаемого настоящим изобретением. Изобретение позволяет обеспечить надежную работу двигателя как при прямой тяге, так и при ее реверсе. 1 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к области авиационной и ракетной техники и может быть использовано в управляемых летательных аппаратах. Регулируемый ракетный двигатель твердого топлива содержит камеру сгорания, сопло, заряд твердого топлива, датчик давления, вмонтированный в камеру сгорания, бортовую электронную вычислительную машину, узел управления тягой, содержащий исполнительный механизм, и узел гидрогашения. Камера сгорания содержит установленный в ее днище воспламенитель и датчик температуры. Узел гидрогашения содержит форсунку, датчик расхода, электромагнитный клапан, установленный на напорной линии трубопровода, пневмогидроаккумулятор, часть корпуса которого заполнена жидким хладагентом, а другая часть - твердым топливом, и датчик давления жидкого хладагента. На штоке исполнительного механизма узла управления тягой установлен датчик перемещения. Двигатель имеет две подсистемы регулирования. Первая подсистема включает исполнительный механизм узла управления тягой, датчики давления и температуры, вмонтированные в корпус камеры сгорания, и датчик перемещения, установленный на штоке исполнительного механизма узла управления тягой. Все датчики первой подсистемы связаны с бортовой электронной вычислительной машиной. Вторая подсистема регулирования включает пневмогидроаккумулятор узла гидрогашения, а также датчики давления жидкого хладагента и расхода узла гидрогашения. Датчики давления жидкого хладагента и расхода узла гидрогашения связаны с бортовой электронной вычислительной машиной. Изобретение позволяет регулировать величину тяги ракетного двигателя твердого топлива и обеспечить надежное его выключение. 2 ил.