Использующие полутвердые или пылевидные топлива (F02K9/70)
F02 Двигатели внутреннего сгорания (газораспределительные механизмы для них, смазка, выхлоп и глушение выхлопа F01); силовые установки, работающие на горячих газах или продуктах сгорания
(22617)
F02K Реактивные двигательные установки (размещение и крепление реактивных двигательных установок на наземных транспортных средствах или транспортных средствах вообще B60K; размещение и крепление реактивных двигательных установок на судах B63H; управление положением в пространстве, направлением и высотой полета летательного аппарата B64C; размещение и крепление реактивных двигательных установок на летательных аппаратах B64D; установки, в которых энергия рабочего тела распределяется между реактивными движителями и движителями иного типа, например воздушными винтами F02B,F02C; конструктивные элементы реактивных двигателей, общие с газотурбинными установками, воздухозаборники и управление топливоподачей в воздушно-реактивных двигателях F02C)
(2873)
F02K9 Ракетные двигательные установки, т.е. установки, для работы которых используется горючее и окислитель; управление этими установками (химический состав топлив C06B,C06D)
(1616)
F02K9/70 Использующие полутвердые или пылевидные топлива(5)
Изобретение относится к области космического ракетостроения, в частности к ракетным двигателям твердого дисперсного сыпучего топлива. Рабочая камера ракетного двигателя сыпучего топлива (РДСТ), содержащая камеру сгорания, сопло, заряд твердого топлива и теплозащитное покрытие, при этом рабочая камера содержит бункер сыпучего твердого топлива, днище бункера выполнено в виде поршня, расположенного в обечайке бункера с возможностью осевого перемещения, при этом на днище посредством подшипника закреплена рабочая камера двигателя, сообщающаяся с бункером посредством шлюзового механизма питания, и содержит щелевые каналы, через которые пропущены теплозащитные ленты, идущие вдоль стенок камеры через критическое сечение сопла с взаимным спиралеобразным перекрытием к механизму лентопротяжки, расположенному на срезе сопла, часть оболочки рабочей камеры, составляющая сопло и камеру сгорания, имеет форму двух конусов, плавно сопряженных между собой по узкой части, причем щелевые каналы для ввода теплозащитных лент образуются зазором между верхней конической частью указанной оболочки и отбортовкой днища рабочей камеры, выполненной в виде конического кольца, которое соединяется с вышеуказанной конической частью посредством силовых перемычек, рабочее сечение каждой из которых распределено вдоль образующей конуса.
Механизм питания ракетного двигателя // 2781728
Изобретение относится к ракетостроению и касается конструкции ракетного двигателя, работающего на сыпучем твердом топливе. Механизм питания ракетного двигателя содержит снабженный приводом вращения ротор с распределенными по его периферии ячейками, при этом он содержит несколько роторов, распределенных по периферии днища рабочей камеры ракетного двигателя, при этом днище рабочей камеры снабжено теплоотводом, выполненным в виде тепловой трубки, состоящей из вакуумированной камеры с жидкостью и капиллярного насоса.
Изобретение относится к ракетостроению и касается конструкции ракетного двигателя, работающего на сыпучем твердом топливе. Механизм теплозащиты камеры ракетного двигателя, содержащий набор экранирующих теплозащитных лент, расположенных у стенок в рабочей камере двигателя и перематываемых лентопротягивающим механизмом, расположенным на срезе сопла, при этом ленты введены в камеру двигателя через срез сопла, идут вдоль стенки сопла к днищу камеры сгорания, где установлены направляющие ролики, и далее идут к указанному лентопротягивающему механизму.
Ракетный двигатель на сыпучем топливе // 2781320
Изобретение относится к конструкции ракетных двигателей баллистических ракет и ракет-носителей, работающих на твердом дисперсном сыпучем топливе. Ракетный двигатель на сыпучем топливе, содержащий корпус, сопло, твердое топливо, снабжен топливным бункером расходуемой конструкции, днище которого выполнено в виде поршня с возможностью осевого перемещения относительно обечайки бункера, а также содержащий закрепленные на днище камеру сгорания с соплом и шлюзовый механизм питания, при этом блок камеры сгорания, сопла и шлюзового механизма питания соединены с днищем топливного бункера посредством подшипника, установленного соосно с осью тяги сопла, а обечайка бункера выполнена в виде ленточной обмотки, охватывающей массив сыпучего топлива, причем нижний конец ленты указанной обмотки пропущен через уплотнительное устройство в полость камеры сгорания и далее - через сопло, к механизму протяжки и обрезания ленты, установленному на срезе сопла.
Ракета на твёрдом сыпучем топливе // 2774470
Изобретение относится к космическому ракетостроению, а более конкретно к ракетам с двигателем твердого топлива. Ракета на твердом сыпучем топливе содержит бункер сыпучего твердого топлива, выполненный в виде обечайки, состоящей из плотно состыкованных между собой кольцевых секций и днища.
Ракетный двигатель // 2749235
Изобретение относится к ракетостроению и может быть применено для ракет и других летательных аппаратов космического и воздушного применения. Описан ракетный двигатель (РД), содержащий сопло и камеру сгорания, соединенную посредством насоса с емкостью, в которой расположено топливо, согласно изобретению топливо находится в твердом дисперсном сыпучем состоянии, емкость представляет собой бункер, а насос представляет собой шлюзовой механизм питания, содержащий корпус со входным и выходным патрубками и установленный в корпусе соединенный с приводом движения подвижный элемент с полостью, способной совмещаться с указанными патрубками поочередно.
Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к ракетным двигателям. Ракетная двигательная установка с устройством диспергирования твердого топлива включает корпус, заполненный твердым топливом, сопловой блок с камерой сгорания, а также поршень, турбины и газовый редуктор.
Способ организации рабочего процесса в прямоточном воздушно-реактивном двигателе включает подачу порошка металлического горючего в камеру сгорания, его воспламенение и горение в потоке воздуха из воздухозаборника.
Ракетный двигатель // 2526000
Изобретение относится к ракетным двигателям, а именно к ракетным двигателям с комбинированными зарядами. Ракетный двигатель включает корпус, заряд, состоящий из твердого и пастообразного топлива, а также заглушек, удерживающих пастообразное топливо от вытекания.
Ракетный двигатель // 2418971
Изобретение относится к ракетным двигателям, а именно к ракетным двигателям на пастообразном топливе. .
Модельный ракетный двигатель // 2362605
Изобретение относится к индустрии игрушек, а именно к модельным ракетным двигателям для ракетно-космического моделирования в технических видах творчества. .
Модельный ракетный двигатель // 2341314
Изобретение относится к индустрии игрушек, а именно к модельным ракетным двигателям (МРД) для ракетно-космического моделирования в технических видах творчества. .
Изобретение относится к области метаемой реактивной техники и может быть использовано как для повышения эффективности реактивных метаемых элементов с маршевым комбинированным силовым устройством на основе сверхскоростного прямоточного воздушно-реактивного двигателя, так и для повышения эффективности работы метательных устройств, в том числе и безоткатных метательных направляющих устройств.
