Главная страница  |  Описание сайта  |  Контакты
ВОЗДУШНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
ВОЗДУШНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

ВОЗДУШНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

Патент Российской Федерации
Суть изобретения: Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при создании многоразовых транспортных космических систем. Технический результат, заключающийся в изменении конструкции корпуса и ракетного двигателя, повышении надежности и грузоподъемности за счет использования сжатого атмосферного воздуха, достигается за счет того, что в ракетном двигателе на сжатом газе, содержащем корпус с клапаном для нагнетания сжатого газа, камеру сгорания и сопло, согласно изобретению в качестве сжатого газа используют воздух, а корпус скреплен с обтекателем, в корпусе размещен первый цилиндр с отверстиями для подачи сжатого воздуха в сопло и первым поршнем, соединенным штангой со вторым поршнем, размещенным во втором цилиндре, установленном в обтекателе, причем под вторым поршнем размещен пороховой заряд. 4 з.п.ф-лы, 1 ил.
Поиск по сайту

1. С помощью поисковых систем

   С помощью Google:    

2. Экспресс-поиск по номеру патента


введите номер патента (7 цифр)

3. По номеру патента и году публикации

2000000 ... 2099999   (1994-1997 гг.)

2100000 ... 2199999   (1997-2003 гг.)
Номер патента: 2138669
Класс(ы) патента: F02K9/08
Номер заявки: 97111027/06
Дата подачи заявки: 02.07.1997
Дата публикации: 27.09.1999
Заявитель(и): Гнедых Александр Михайлович
Автор(ы): Гнедых А.М.
Патентообладатель(и): Гнедых Александр Михайлович
Описание изобретения: Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при создании многоразовых транспортных космических систем.
Известен ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус, камеру сгорания с зарядом твердого топлива, сопла стартового режима и перекрытые устройством переключения, выполненным из термостойкого материала, сопла маршевого режима (патент РФ N 1725598, 15.12.94).
Известный двигатель применяется преимущественно для компоновки носителей космических аппаратов, дальнобойных баллистических ракет, снарядов и воздушных торпед, и его конструкция имеет чрезвычайно сложное выполнение, что ограничивает сферу его применения и является существенным недостатком.
Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому изобретению является ракетный двигатель на сжатом газе, содержащий корпус с клапаном для нагнетания сжатого газа, камеру сгорания и сопло (см. Беляев Н.М., Уваров Е. И. Расчет и проектирование реактивных систем управления космических летательных аппаратов. - М.: Машиностроение, 1974, с. 47-49, рис. 2.7).
Технический результат, заключающийся в изменении конструкции корпуса и ракетного двигателя, улучшении массово-энергетических характеристик, повышении надежности и грузоподъемности за счет использования в двигателе сжатого атмосферного воздуха, обеспечивается тем, что в ракетном двигателе на сжатом газе, содержащем корпус с клапаном для нагнетания сжатого газа, камеру сгорания и сопло, согласно изобретению в качестве сжатого газа используют воздух, а корпус скреплен с обтекателем, в корпусе размещен первый цилиндр с отверстиями для подачи сжатого воздуха в сопло и первым поршнем, соединенным штангой со вторым поршнем, размещенным во втором цилиндре, установленном в обтекателе, причем под вторым поршнем размещен пороховой заряд. Первый поршень имеет вулканизированное упорное кольцо, а первый цилиндр снабжен крепежным кольцом. Корпус выполнен пластмассовым из нескольких разъемных частей. Сопло выполнено из пластмассы. Второй цилиндр, второй поршень и пороховой заряд образуют пироклапан.
На чертеже представлен воздушный ракетный двигатель, общий вид.
Воздушный ракетный двигатель содержит корпус 1 из пластмассового материала, выполненный из нескольких разъемных частей 2 и заполненный сжатым атмосферным воздухом 3, обратный клапан 4 для нагнетания сжатого атмосферного воздуха в корпус 1, первый цилиндр 5 с отверстиями 6, вулканизированный поршень 7, вулканизированное упорное кольцо 8 поршня 7, крепежное кольцо 9 цилиндра 5, штангу 10, сопло 11, головной обтекатель 12, крепежное соединение 13 головного обтекателя 12 с корпусом 1, пироклапан, состоящий из цилиндра 14, второго поршня 15, связанного с первым поршнем 7 через штангу 10, пороховой заряд 16.
Воздушный ракетный двигатель работает следующим образом.
Для пуска необходимо дистанционным управлением воспламенить пороховой заряд 16. Газ, полученный при сжигании порохового заряда 16, давит на второй поршень 15, поршень 15, соединенный с первым поршнем 7, штангой 10 поднимает в верхнее положение поршень 7 и освобождает в цилиндре 5 отверстия 6. Сжатый воздух под давлением в 300 и более атмосфер через отверстия 6 поступает в сопло 11 и истекает из него. Таким образом произведен пуск.
Формула изобретения: 1. Ракетный двигатель на сжатом газе, содержащий корпус с клапаном для нагнетания сжатого газа, камеру сгорания и сопло, отличающийся тем, что в качестве сжатого газа используют воздух, а корпус скреплен с обтекателем, в корпусе размещен первый цилиндр с отверстиями для подачи сжатого воздуха в сопло и первым поршнем, соединенным штангой со вторым поршнем, размещенным во втором цилиндре, установленном в обтекателе, причем под вторым поршнем размещен пороховой заряд.
2. Ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что первый поршень имеет вулканизированное упорное кольцо, а первый цилиндр снабжен крепежным кольцом.
3. Ракетный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что корпус выполнен пластмассовым из нескольких разъемных частей.
4. Ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что сопло выполнено из пластмассы.
5. Ракетный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что второй цилиндр, второй поршень и пороховой заряд образуют пироклапан.