Отличающиеся способами и устройствами для пуска и зажигания (F02K9/95)
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)
F02K9/95 Отличающиеся способами и устройствами для пуска и зажигания (предохранительные устройства F02K9/38)(111)
Газогенератор // 2788795
Изобретение относится к источникам давления и может быть использовано в системах вытеснения, перемещения, приведения в действие, разделения, в которых в качестве источника давления используют генерируемый газ, в частности, для приведения в действие аэродинамических поверхностей летательных аппаратов.
Ракетный двигатель твердого топлива // 2775891
Ракетный двигатель твердого топлива, предназначенный для увода отделяемых частей ракетоносителя, содержит корпус, заряд твердого топлива, систему инициирования и сопловой тракт, расположенный под углом к продольной оси ракетоносителя и закрытый заглушкой.
Изобретение относится к области жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), а именно к системам зажигания несамовоспламеняющихся компонентов топлива в камерах сгорания или газогенераторе. Устройство лазерного воспламенения компонентов топлива в камере сгорания или газогенераторе жидкостного ракетного двигателя включает в себя узел фокусировки лазерного излучения, выполненный в виде трубки с фланцем на одном конце и фокусирующей линзой на другом конце, при этом устройство содержит цилиндрический корпус со сквозным осевым каналом, при этом с одной стороны корпуса выполнен фланец, а с другой стороны к корпусу прикреплена цилиндрическая камера смешения, причем трубка узла фокусировки вставлена в сквозной осевой канал цилиндрического корпуса и герметично соединена с ним, кроме того, в корпусе выполнены каналы подвода окислителя и горючего в камеру смешения, цилиндрический корпус вместе с узлом фокусировки с помощью фланцев прикреплены к наружному днищу смесительной головки, а камера смешения через пилоны, закрепленные на цилиндрической поверхности камеры смешения, прикреплена к огневому днищу смесительной головки, а фокусировка лазерного луча выполнена таким образом, что оптический пробой осуществляется в заполненной смесью компонентов топлива внутренней полости цилиндрической камеры смешения.
Двигатель реактивного боеприпаса // 2748027
Изобретение относится к области военной техники, в частности, к реактивным двигателям для боеприпасов, предназначенных для стрельбы из противодиверсионных гранатометных систем, размещенных на плавучих боевых кораблях, стационарных или передвижных объектах на берегу.
Изобретение относится к жидкостной ракетной двигательной установке. Жидкостная ракетная двигательная установка со вспомогательной электрической мощностью содержит форкамеру (11) для образования газообразных продуктов сгорания горючего и окислителя; главную камеру (10) сгорания для сжигания газовой смеси из горючего и газообразных продуктов сгорания, выпускаемых из форкамеры (11), турбонасос (20), включающий в себя турбину (21), вращаемую потоком газообразных продуктов сгорания, и первый насос (22) и второй насос (23), приводимые вращением турбины, при этом турбонасос (20) подает горючее из бака (30) горючего в форкамеру (11) и подает окислитель из бака (40) окислителя в форкамеру (11) и в главную камеру (10) сгорания, электрический двигатель (25) для вращения турбины (21) до форкамеры (11) и главной камеры (10) сгорания и муфту для соединения электрического двигателя (25) и турбины (21) и размыкания этого соединения между электрическим двигателем (25) и турбиной (21).
Твёрдотопливная двигательная установка многократного включения и способ ее многократного включения // 2709117
Изобретение относится к области ракетостроения, а именно к созданию разгонных блоков на базе твердотопливных двигательных установок, и направлено на совершенствование их конструкции. Твердотопливная двигательная установка многократного включения ракеты космического назначения содержит основную камеру сгорания с зарядом твердого топлива торцевого горения, крышку с местами крепления сопловых управляющих блоков, воспламенительного устройства и датчиков давления, соединенную с камерой сгорания, воспламенительное устройство, соединенное с пиропатроном, сопловые управляющие блоки с регулируемыми критическими сечениями, рулевой привод для регулирования размера критического сечения сопловых управляющих блоков, один или несколько датчиков давления, сообщающихся с внутренней полостью основной камеры сгорания и соединенных с системой управления.
Газогенератор твердотопливный // 2708755
Газогенератор твердотопливный содержит корпус с передней крышкой, частично перфорированную радиальными отверстиями трубку-запальник, скрепленную с передней крышкой, дросселирующее отверстие, пиропатрон и твердотопливный заряд, размещенный в герметичной секционной оболочке.
Изобретение относится к двигательным ракетным системам. В мультивекторной матричной ракетной двигательной системе плоская дискообразная с волнообразным внешним контуром монолитная термостойкая диэлектрическая (МТД) подложка с размещенной на ней квадратной матричной реверсивной структурой двигательных ячеек соединена с повторяющей ее контур цилиндрообразной полой с волнообразным профилем МТД-подложкой с радиально-веерной ориентацией всех продольных осей конусообразных микропор на центры чередующихся сопряженных вогнутых и выпуклых полуокружностей.
Летательный аппарат // 2701079
Изобретение относится к области авиации и космонавтики, в частности к конструкциям летательных аппаратов. Летательный аппарат содержит жестко связанные с корпусом два реактивных двигателя, конусообразную камеру сгорания с выхлопным соплом, блок управления, лазер, разветвленный световод.
Изобретение относится к области энергетических установок, а именно к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД), и может быть использовано при разработке и создании ЖРД на несамовоспламеняющихся компонентах топлива.
Аккумулятор давления // 2691267
Изобретение относится к военной технике, а более конкретно к конструкции порохового аккумулятора давления, предназначенного для приведения в действие аэродинамических поверхностей летательных аппаратов.
Группа изобретений относится к ракетно-космической технике, а именно к способу запуска камеры ЖРД или газогенератора многократного запуска с лазерным воспламенением топлива, использующего как жидкие, так и газообразные ракетные топлива, и устройству для его осуществления.
Ракетный двигатель твердого топлива для увода отделяемых частей ракеты состоит из корпуса с твердотопливным многошашечным зарядом, расположенным между опорными решетками и двумя газосвязанными соплами. В предсопловых объемах корпуса соосно газоподводной трубке с пиропатроном закреплены воспламенители, каждый из которых содержит перфорированный стакан с установленным внутри футляром, заполненным пиротехническим составом.
Двигатель кумулятивно-фугасного заряда // 2675983
Изобретение относится к ракетным двигателям твердого топлива, используемым для работы в составе кумулятивно-фугасного заряда. Двигатель кумулятивно-фугасного заряда содержит корпус, сопло, заряд, размещенный между решеткой и переходным дном, воспламенитель и мембрану в виде крышки.
Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и, в частности, к двухзонным газогенераторам с лазерным зажиганием компонентов топлива. Двухзонный газогенератор с лазерным зажиганием компонентов топлива содержит силовую оболочку с патрубками подвода окислителя и горючего и патрубок для вывода генераторного газа, внутри которой и коаксиально с ней установлена камера сгорания.
Ампула с пусковым горючим для зажигания компонентов топлива жидкостного ракетного двигателя // 2671449
Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к устройствам химического зажигания компонентов топлива ЖРД. Ампула с пусковым горючим для зажигания компонентов топлива ЖРД, содержащая силовой цилиндр, заполненный пусковым горючим, два мембранных узла с входным и выходным каналами, мембраны которых выполнены с кольцевой утоненной перемычкой и которые закреплены герметично со стороны входа и выхода силового цилиндра, кроме того, ампула имеет средства для разрыва мембран, для заправки силового цилиндра пусковым горючим и средства для фиксации подвижных элементов мембран после их разрыва, причем каждый из мембранных узлов включает в себя корпус, с одной стороны которого закреплена мембрана, а с другой стороны установлена заглушка, внутри корпуса установлен пиропривод, состоящий из цилиндрической направляющей и поршня со штоком, а с тыльной стороны мембраны прикреплен цилиндрический хвостовик, который соединен со штоком, кроме того, надпоршневая полость через отверстие в корпусе соединена с полостью штуцера, в которой установлен пиротехнический заряд, причем диаметр поршня больше диаметра срезываемой части мембраны, а соединение полости силового цилиндра с входным и выходным каналами осуществляется через кольцевой зазор, образующийся при разрыве мембраны и ее последующем перемещении.
Изобретение относится к двигательным ракетным системам для малоразмерных космических аппаратов и предназначено для использования в качестве маневрового двигателя при выполнении линейных и угловых перемещений.
Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к ракетным двигателям активно-реактивных снарядов, запускаемых из ствола артиллерийского орудия, и заключается в способе повышения дальности полета активно-реактивного снаряда.
Изобретения относятся к области ракетных двигателей на твердом топливе. Твердотопливный ракетный двигатель в первом варианте содержит корпус с размещенным в нем твердым топливом, сопловой блок, установленный на заднем днище корпуса, и запальник, включающий воспламенитель твердого топлива, вмонтированный в переднее и/или в заднее днище корпуса.
Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям многократного включения. Камера сгорания жидкостного ракетного двигателя, работающая на компонентах топлива жидкий кислород и жидкий водород или жидкий кислород и сжиженный природный газ, содержит запальное устройство, корпус камеры с магистралями подвода горючего на охлаждение, смесительную головку с магистралями подвода горючего, газовод с магистралью подвода окислительного генераторного газа, согласно изобретению подвод генераторного газа через газовод смесительной головки осуществляется по оси камеры сгорания, а запальные устройства, закрепленные на фасонном газоводе между магистралями подводов генераторного газа и горючего, устанавливаются во втулки, расположенные между рядами смесительных элементов от периферии огневого днища на местах смесительных элементов.
Двухрежимный воспламенитель и двухрежимный способ впрыска для воспламенителя ракетного двигателя // 2636357
Изобретение относится к двухрежимному воспламенителю и к двухрежимному способу впрыска в воспламенитель для запуска ракетного двигателя как при условиях низкого давления, так и при условиях высокого давления.
Изобретение относится к области вооружения, в частности к малогабаритным управляемым реактивным снарядам. При запуске маршевого двигателя управляемого реактивного снаряда замыкание электрической цепи электровоспламенителя маршевого двигателя производят двумя инерционными замыкателями под действием стартового ускорения.
Изобретение относится к артиллерийской технике, в частности к ракетным двигателям снарядов, запускаемых из ствола орудия или миномета. Ракетный двигатель активно-реактивного снаряда содержит камеру сгорания с зарядом твердого топлива, сопло, инициатор и сопловую заглушку.
Аккумулятор давления // 2617036
Изобретение относится к автономным источникам сжатого газа, а именно к низкотемпературным генераторам чистого азота при сжигании пиротехнических зарядов. Аккумулятор давления содержит сферический корпус, внутри которого на опоре цилиндрической перфорированной гильзы, закрытой запальной крышкой, установлен с гарантированным кольцевым зазором функциональный заряд в форме канальной пиротехнической шашки, а также соосный инициирующий пиропатрон и выпускное сопло, перекрытое мембраной и фильтром.
Изобретение относится к области машиностроения и предназначено для использования в конструкциях узлов воспламенения заряда твердого топлива. Корпус воспламенителя заряда твердого топлива из композиционных материалов, содержит цилиндрическую оболочку с наружным теплозащитным покрытием.
Изобретение относится к области энергетических установок, а именно к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД) на несамовоспламеняющихся компонентах топлива, например для ЖРД с многократным включением в полете.
Жидкостный ракетный двигатель // 2579295
Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД) и может быть использовано при их проектировании. ЖРД, работающий на криогенных компонентах топлива, содержащий камеру с охлаждающим трактом, состоящим из двух участков охлаждения окислителем и горючим, турбонасосные агрегаты, на турбины которых из участков охлаждения подаются газифицированные и подогретые компоненты топлива, агрегаты автоматики, запальные устройства для поджига компонентов топлива в «горячих агрегатах», при этом выход из каждого участка охлаждающего тракта сообщен с запальными устройствами.
Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Камера сгорания жидкостного ракетного двигателя, работающая на компонентах топлива жидкий кислород и жидкий водород или жидкий кислород и сжиженный природный газ, содержащая запальное устройство, корпус камеры с магистралями подвода горючего на охлаждение, смесительную головку с магистралями подвода горючего, газовод с магистралью подвода окислительного генераторного газа, соединенный с запальным устройством с помощью фланца, расположенного на наружной поверхности с выполненными в нем каналами тракта охлаждения, который одним концом закреплен с фланцем, а другим устанавливается в центральную втулку корпуса смесительной головки, при этом фланец для установки запального устройства расположен на боковой поверхности газовода смесительной головки и имеет кольцевой коллектор, каналы тракта охлаждения которого соединены с каналами охлаждения втулки изогнутой формы с помощью кольцевой накладки, а каналы тракта охлаждения запального устройства соединены с коллектором фланца с помощью трубки.
Изобретение относится к акустической теплотехнике. Газодинамический воспламенитель содержит форкамеру с выходным отверстием, ускоритель с соплом, акустический резонатор и магистрали с регулирующими клапанами подвода окислителя и горючего к ускорителю.
Изобретение относится к области ракетостроения и, в частности, к камере жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) или газогенератора с лазерным зажиганием компонентов топлива. Камера ЖРД или газогенератора содержит силовой корпус, смесительную головку с форсунками окислителя и горючего, закрепленными на огневом днище, камеру сгорания с соплом, при этом корпус камеры имеет внешнюю силовую оболочку и внутреннюю огневую стенку, между которыми расположен тракт регенеративного охлаждения, и лазерное устройство для воспламенения компонентов топлива, при этом лазерное устройство включает штуцер, герметично установленный в отверстии, выполненном в стенке силового корпуса на ее боковой поверхности, и свечу лазера, при этом место крепления штуцера к корпусу выбрано таким образом, чтобы луч лазера, выходящий из него, был сфокусирован в зоне обратных токов и вблизи внутренней огневой стенки, в которой установлен штуцер, при этом зона обратных токов расположена на минимально возможном расстоянии от огневого днища смесительной головки и от внутренней огневой стенки, которое определяется экспериментально на модельных установках.
Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Камера сгорания жидкостного ракетного двигателя, работающая на компонентах топлива жидкий кислород и жидкий водород или жидкий кислород и сжиженный природный газ, содержащая корпус камеры с магистралью подвода горючего на охлаждение, смесительную головку с магистралью подвода горючего, газовод с магистралью подвода окислительного генераторного газа, газораспределительную решетку, запальное устройство, закрепленное на наружной поверхности газовода, в соответствии с изобретением в центре газовода, газораспределительной решетки и центральной втулки корпуса имеется гильза, которая одним концом жестко закреплена с корпусом газовода, а другим по наружной поверхности устанавливается по конусу в центральную втулку корпуса смесительной головки и на конце внутренней поверхности гильзы имеются центрирующие ребра, по которым свободным концом устанавливается запальное устройство.
Жидкостный ракетный двигатель // 2545613
Изобретение относится к ракетно-космической технике. В жидкостном ракетном двигателе, содержащем систему управления с бортовым компьютером, камеру, турбонасосный агрегат и газогенератор, соединенный газоводом с камерой, и запальные устройства на камере сгорания и газогенераторе, на камере сгорания и газогенераторе установлены свечи электрического зажигания, на валу турбонасосного агрегата установлен электрогенератор, а внутри газовода активатор газогенераторной смеси, а к пусковой турбине присоединен бортовой баллон сжатого воздуха.
Сопло ракетного двигателя на твердом топливе // 2540190
Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для использования в ракетных двигателях твердого топлива реактивных снарядов систем залпового огня. Сопло ракетного двигателя содержит корпус, дозвуковую и сверхзвуковую части сопла, а также герметизирующее-пусковое устройство с форсажной трубкой и опорой.
При изготовлении корпуса воспламенителя заряда ракетного двигателя из композиционных материалов выполняют цилиндрическую оболочку. Изготовление всех разнотипных элементов оболочки ведут из разложенного на подогреваемую поверхность расчетного для каждого последовательно выполняемого технологического передела количества препрега легко деформируемой ткани, причем армирующие волокна располагают под углом.
Устройство для лазерного воспламенения топлива в камере сгорания жидкостного ракетного двигателя // 2533262
Изобретение относится к устройствам воспламенения жидкостных ракетных двигателей. В устройстве для лазерного зажигания камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя, содержащем источник электроэнергии и блок лазерного излучения с волноводами, по меньшей мере, одну лазерную свечу зажигания с фокусирующим объективом, установленную на форсуночной плите камеры сгорания, имеющей внутреннюю и внешнюю стенки, что согласно изобретению каждая лазерная свеча зажигания установлена на периферии форсуночной плиты под углом к оси камеры сгорания и выполнена в виде пустотелого стакана, установленного снаружи камеры сгорания, соединенного металлической втулкой с внутренней полостью камеры сгорания, внутри стакана установлен по меньшей мере один микрочип-лазер, соединенный вакуумной трубкой с линзой на торце, загерметизированной относительно металлической втулки.
При воспламенении заряда твердого топлива зажигают воспламенительный состав, перемещают его продукты сгорания вдоль поверхности заряда, нагревают последнюю и воспламеняют. Зажжение воспламенительного состава осуществляют по частям, в несколько приемов, используя продукты сгорания уже горящей части воспламенительного состава для перемещения и распределения незажженного воспламенительного состава по свободному объему.
Устройство для лазерного воспламенения топлива в газогенераторе жидкостного ракетного двигателя // 2527500
Изобретение относится к ракетно-космической технике. В устройстве для лазерного зажигания газогенератора жидкостного ракетного двигателя, содержащего зоны сжигания и смешения компонентов топлива, содержащем источник электроэнергии, блок накачки с оптическим волокном, по меньшей мере, одну лазерную свечу зажигания с фокусирующей линзой, установленную на форсуночной плите камеры сгорания, имеющей внутреннюю и внешнюю стенки, отличающемся тем, что лазерная свеча зажигания установлена на периферии форсуночной плиты под углом к оси камеры сгорания и выполнена в виде пустотелого стакана, установленного снаружи газогенератора, соединенного металлической втулкой с внутренней полостью газогенератора, внутри стакана установлен, по меньшей мере, один микрочип-лазер, соединенный вакуумной трубкой с фокусирующей линзой на торце, загерметизированной относительно металлической втулки.
Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям и может быть использовано для установки на входе в смесительную головку агрегата ЖРД для химического зажигания компонентов топлива. Устройство для химического зажигания компонентов топлива в ЖРД содержит тубус, выполненный цилиндрическим, в который вставлена цилиндрической формы ампула с пусковым горючим, поджатая ввернутым в корпус тубуса отсечным клапаном и состоящая из корпуса, мембранных узлов на входе и выходе, мембраны которых герметично закреплены по периферии корпуса ампулы с возможностью разрыва их рабочей средой, при этом на входе в тубус установлен профилированный переходник, уменьшающий пустотный объем с воздухом на входе в ампулу до минимального; корпус тубуса своим выходом установлен через угольник непосредственно на головке газогенератора; тубус установлен и закреплен на газогенераторе в положении, близком к вертикальному; между пусковой ампулой, отсечным клапаном и тубусом совместно с резиновыми уплотнительными кольцами установлены поддерживающие кольца из фторопласта; по периферии на входе в ампулу и в корпусе тубуса выполнены дренажные отверстия, а на корпусе тубуса приварены угольники для подсоединения дренажных трубопроводов; в ампуле с пусковым горючим перегородки с заправочным и сливным устройствами разнесены по длине ампулы и выполнены с минимальными осевыми габаритными размерами и площадью проходных сечений, при этом заправочное устройство установлено на границе зон пускового горючего и подушки инертного газа; в ампуле с пусковым горючим мембранные узлы выполнены с минимальными осевыми габаритными размерами, при этом в хвостовиках поршней установлены спиральные пружины с отогнутыми стопорными кольцами.
Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано в конструкции ракетных двигателей твердого топлива, преимущественно для воспламенителя многошашечного заряда всестороннего горения.
При получении многослойной ленты для тепловыделяющего элемента перемешивают порошки исходных компонентов экзотермической смеси и активируют указанную смесь в механоактиваторе в течение 4,5-10 минут при центробежном ускорении движения шаров от 30 до 90 g и соотношении массы смеси к массе шаров 1:20-40.
Ракетный двигатель твердого топлива // 2491441
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива с зарядом, имеющим глухой канал. .
Изобретение относится к ракетным двигательным установкам на криогенном топливе. .
Изобретение относится к ракетному двигателестроению и может быть использовано при разработке форсуночных головок камер сгорания жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), содержащих систему воспламенения. .
Жидкостный ракетный двигатель // 2485339
Изобретение относится к ракетному двигателестроению и может быть использовано при разработке форсуночных головок камер сгорания жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), содержащих систему воспламенения. .
Камера жидкостного ракетного двигателя // 2485338
Изобретение относится к ракетному двигателестроению и может быть использовано при разработке форсуночных головок камер сгорания жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), содержащих систему воспламенения. .
Изобретение относится к ракетному двигателестроению и может быть использовано при разработке форсуночных головок камер сгорания жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), содержащих систему воспламенения. .
Жидкостный ракетный двигатель // 2483224
Изобретение относится к ракетному двигателестроению и может быть использовано при разработке форсуночных головок камер сгорания жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), содержащих систему воспламенения. .
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ). .
Изобретение относится к ракетно-космической технике. .
Изобретение относится к испытательной технике, а точнее к области бесконтактной передачи команд запуска (БСЗ) пиротехнических устройств при разгоне ракетных поездов по направляющим ракетно-катапультирующей установки (РКУ) с катапультированием объекта испытания в свободный полет.
