Ракетный двигатель твердого топлива

Авторы патента:

Соколовский Михаил Иванович (RU)

Иоффе Ефим Исаакович (RU)

Кремлев Алексей Николаевич (RU)

Бондаренко Сергей Александрович (RU)

Лянгузов Сергей Викторович (RU)

F02K9/95 - отличающиеся способами и устройствами для пуска и зажигания (предохранительные устройства F02K 9/38)

Владельцы патента RU 2491441:

Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" (RU)

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива с зарядом, имеющим глухой канал. Ракетный двигатель содержит корпус, заряд с глухим каналом, частично утопленное в корпус сопло и кольцевой воспламенитель. Сопло снабжено стыковочным шпангоутом и имеет силовую арматуру с теплозащитным покрытием, причем утопленная часть сопла снабжена теплозащитным воротником. Корпус кольцевого воспламенителя закреплен на утопленной части сопла и имеет расходные отверстия, часть которых направлена в сторону глухого канала заряда и выполнена со стороны торца корпуса кольцевого воспламенителя. Внешняя поверхность утопленной части сопла выполнена цилиндрической. Теплозащитное покрытие силовой арматуры по толщине полностью или частично образует корпус кольцевого воспламенителя, установленный с упором в стыковочный шпангоут и сопряженный с утопленной частью сопла по цилиндрической поверхности. Теплозащитный воротник сопряжен с торцом корпуса кольцевого воспламенителя. Изобретение позволяет снизить массу конструкции и габариты ракетного двигателя. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ), заряд которого имеет глухой канал.

Известны конструктивные схемы РДТТ [Фахрутдинов И.Х., Котельников А.В. Конструкция и проектирование ракетных двигателей твердого топлива. Учебник для машиностроительных вузов. - М.: Машиностроение, 1987 - 328 с., ил., рис.1.6, страница 10] с размещением воспламенителя на переднем днище. Для РДТТ, заряд которого имеет глухой канал (т.е. перекрывает переднее днище корпуса РДТТ), указанная схема размещения воспламенителя неприемлема.

Наиболее близким по технической сущности и достигаемому положительному эффекту к предлагаемому изобретению является РДТТ с кольцевым воспламенителем [Патент РФ №2313685]. Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус и заряд с глухим каналом. Частично утопленное в корпус сопло со стыковочным шпангоутом имеет силовую арматуру с теплозащитным покрытием. Утопленная часть сопла снабжена теплозащитным воротником. Корпус кольцевого воспламенителя закреплен на утопленной части сопла и имеет расходные отверстия, часть которых направлена в сторону глухого канала заряда. Недостатком указанной конструкции является увеличенная «сухая» (т.е. РДТТ без заряда) масса конструкции, обусловленная необходимостью специальной теплозащиты утопленной части сопла и большим диаметром кольцевого воспламенителя. Т.к. кольцевой воспламенитель установлен на утопленную часть сопла, имеющую коническую форму, диаметр воспламенителя является достаточно большим, что приводит к увеличению диаметра канала заряда (внутри которого расположен воспламенитель) и соответственному снижению коэффициента объемного заполнения корпуса РДТТ топливом. Таким образом, для размещения заданной массы топлива (заряда) требуется увеличение потребных габаритов корпуса и РДТТ в целом.

Технической задачей настоящего изобретения является снижение «сухой» массы конструкции и габаритов РДТТ.

Сущность изобретения заключается в том, что в ракетном двигателе твердого топлива, содержащем корпус, заряд с глухим каналом, частично утопленное в корпус сопло, снабженное стыковочным шпангоутом, и имеющее силовую арматуру с теплозащитным покрытием, причем утопленная часть сопла снабжена теплозащитным воротником, кольцевой воспламенитель, корпус которого закреплен на утопленной части сопла и имеет расходные отверстия, часть которых направлена в сторону глухого канала заряда и выполнена со стороны торца корпуса кольцевого воспламенителя, внешняя поверхность утопленной части сопла выполнена цилиндрической, а теплозащитное покрытие силовой арматуры по толщине полностью или частично образует корпус кольцевого воспламенителя. Корпус кольцевого воспламенителя установлен с упором в стыковочный шпангоут и сопряжен с утопленной частью сопла по цилиндрической поверхности. Теплозащитный воротник сопряжен с торцом корпуса кольцевого воспламенителя. Вокруг кольцевого воспламенителя может быть установлено теплозащитное кольцо, образуя совместно с корпусом кольцевого воспламенителя тепловую защиту стыковочного шпангоута. В теплозащитном воротнике могут быть выполнены пазы, расположенные напротив части расходных отверстий, направленных в сторону глухого канала заряда. Теплозащитный воротник может быть выполнен за одно целое с корпусом кольцевого воспламенителя.

Технический результат достигается интеграцией кольцевого воспламенителя с теплозащитой такой утопленной части сопла, внешняя поверхность которой выполнена цилиндрической. Масса конструкции воспламенителя снижается как за счет уменьшения диаметра корпуса кольцевого воспламенителя, так и за счет выполнения его корпусом функций теплозащиты. За счет того, что корпус кольцевого воспламенителя одновременно выполняет функции теплозащиты утопленной части сопла, обеспечивается возможность максимального уменьшения диаметра кольцевого воспламенителя. Возможность включения кольцевого воспламенителя в состав теплозащитных элементов утопленной части сопла (возможность установки на утопленную часть сопла при сборке РДТТ кольцевого воспламенителя с обниженным диаметром) обеспечивается тем, что теплозащитный воротник является отъемным. Уменьшение диаметра корпуса воспламенителя обеспечивает возможность уменьшения диаметра глухого канала заряда. Тем самым увеличивается коэффициент объемного заполнения корпуса РДТТ топливом, т.е. обеспечивается возможность снижения габаритов и «сухой» массы конструкции РДТТ при заданной массе топлива. Теплозащитное кольцо, установленное вокруг кольцевого воспламенителя, защищает стыковочный шпангоут и стык сопла с корпусом. Теплозащитный воротник частично перекрывает выполненные со стороны торца корпуса кольцевого воспламенителя расходные отверстия. Соответственно, в теплозащитном воротнике выполнены пазы, расположенные напротив указанных расходных отверстий. Если длина утопленной части сопла сопоставима с длиной корпуса кольцевого воспламенителя, то появляется возможность теплозащитный воротник выполнить за одно целое с корпусом кольцевого воспламенителя. Таким образом, исключается необходимость установки теплозащитного воротника как отдельной детали после установки воспламенителя. Это значительно упрощает сборку сопла с воспламенителем, снаряженным пиротехническим составом (т.е. имеющим повышенный класс взрывоопасности), сокращает номенклатуру деталей, составляющих РДТТ.

Данное техническое решение не известно из патентной и технической литературы.

Изобретение поясняется чертежом, на котором показан продольный разрез РДТТ.

Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус 1 и заряд 2, имеющий глухой канал 3. Сопло 4 частично утоплено в корпус 1 и соответственно имеет утопленную часть 5 сопла 4. Утопленная часть 5 сопла 4 имеет теплозащитный воротник 6 и силовую арматуру 7. Силовая арматура 7 снабжена теплозащитным покрытием, которое по толщине полностью или частично образует корпус кольцевого воспламенителя 8. При этом часть 9 теплозащитного покрытия может быть непосредственно нанесена на силовую арматуру 7. Корпус кольцевого воспламенителя 8 сопряжен с утопленной частью 5 сопла 4 по поверхности 10, которая является цилиндрической. Теплозащитный воротник 6 сопряжен с торцом 11 корпуса кольцевого воспламенителя 8. Корпус кольцевого воспламенителя 8 имеет расходные отверстия. Часть расходных отверстий (расходные отверстия 12) выполнена со стороны торца 11 корпуса кольцевого воспламенителя 8 и направлена в сторону глухого канала 3 заряда 2. В теплозащитном воротнике 6 выполнены пазы 13. Пазы 13 расположены напротив расходных отверстий 12, выполненных со стороны торца 11 корпуса кольцевого воспламенителя 8. Корпус кольцевого воспламенителя 8 установлен с упором в стыковочный шпангоут 15. Вокруг кольцевого воспламенителя 8 установлено теплозащитное кольцо 14, обеспечивающее защиту стыковочного шпангоута 15, и стык сопла 4 с корпусом 1. Кольцевой воспламенитель 8 снаряжен пиротехническим составом 16.

Устройство работает следующим образом. При запуске РДТТ пиропатрон (на фиг.1 не показан) воспламеняет пиротехнический состав 16. Продукты сгорания пиротехнического состава 16, истекая через расходные отверстия 12 и пазы 13, воздействуют на поверхность заряда 2 (торец и глухой канал 3). Поверхность заряда 2 воспламеняется, и РДТТ начинает свою работу. При работе РДТТ наблюдается тепловое воздействие на утопленную часть 5 сопла 4, силовую арматуру 7, стыковочный шпангоут 15 и стык сопла 4 с корпусом 1. Теплозащиту перечисленных элементов обеспечивают теплозащитный воротник 6, корпус кольцевого воспламенителя 8 (совместно с частью 9 теплозащитного покрытия, если таковая имеется), теплозащитное кольцо 14.

Технико-экономическая эффективность предлагаемого изобретения, по сравнению с прототипом, в качестве которого выбран РДТТ [Патент РФ №2313685], заключается в снижении «сухой» массы конструкции и габаритов РДТТ.

1. Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус, заряд с глухим каналом, частично утопленное в корпус сопло, снабженное стыковочным шпангоутом, и имеющее силовую арматуру с теплозащитным покрытием, причем утопленная часть сопла снабжена теплозащитным воротником, кольцевой воспламенитель, корпус которого закреплен на утопленной части сопла и имеет расходные отверстия, часть которых направлена в сторону глухого канала заряда и выполнена со стороны торца корпуса кольцевого воспламенителя, отличающийся тем, что внешняя поверхность утопленной части сопла выполнена цилиндрической, а теплозащитное покрытие силовой арматуры по толщине полностью или частично образует корпус кольцевого воспламенителя, установленный с упором в стыковочный шпангоут и сопряженный с утопленной частью сопла по цилиндрической поверхности, причем теплозащитный воротник сопряжен с торцом корпуса кольцевого воспламенителя.

2. Ракетный двигатель твердого топлива по п.1, отличающийся тем, что вокруг кольцевого воспламенителя установлено теплозащитное кольцо, образуя совместно с корпусом кольцевого воспламенителя тепловую защиту стыковочного шпангоута.

3. Ракетный двигатель твердого топлива по п.1, отличающийся тем, что в теплозащитном воротнике выполнены пазы, расположенные напротив части расходных отверстий, направленных в сторону глухого канала заряда.

4. Ракетный двигатель твердого топлива по п.1, отличающийся тем, что теплозащитный воротник выполнен за одно целое с корпусом кольцевого воспламенителя.

Изобретение относится к ракетным двигательным установкам на криогенном топливе. .

Способ подачи пускового горючего в камеру жидкостного ракетного двигателя // 2485340

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

Камера жидкостного ракетного двигателя // 2485338

Смесительная головка камеры жидкостного ракетного двигателя // 2485337

Жидкостный ракетный двигатель // 2483224

Система запуска ракетного двигателя твердого топлива и заборник давления ракетного двигателя твердого топлива // 2482321

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ). .

Способ работы камеры ракетного двигателя малой тяги // 2477383

Изобретение относится к ракетно-космической технике. .

Способ запуска пиротехнических устройств и устройство для его осуществления // 2476712

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.

Воспламенитель заряда твердого ракетного топлива // 2476711

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при изготовлении заряда твердого ракетного топлива к ракетному двигателю или газогенератору.

Способ получения многослойной ленты для тепловыделяющего элемента // 2499907

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. Формуют активированную смесь в виде однослойной ленты путем прокатки смеси через валки с линейной скоростью вращения валков не более 200 мм/мин. Затем склеивают однослойную ленту в многослойную, преимущественно в виде 2-3-х слоев. Изобретение позволяет упростить способ получения многослойной ленты тепловыделяющего элемента. 9 з.п. ф-лы, 1 табл., 1 ил.

Устройство воспламенения заряда твердотопливного ракетного двигателя // 2500913

Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может быть использовано в конструкции ракетных двигателей твердого топлива, преимущественно для воспламенителя многошашечного заряда всестороннего горения. Устройство воспламенения заряда твердотопливного ракетного двигателя содержит перфорированный стакан с установленным внутри футляром, заполненным пиротехническим составом, и газоподводную трубку с пиропатроном. Стакан установлен соосно газоподводной трубке и закрыт крышкой с образованием между торцем футляра и стенкой крышки внутренней полости, которая через форсажный канал связана с газоподводной трубкой. На внешней поверхности крышки выполнен кольцевой отражатель, между стенкой которого и торцем футляра в боковой стенке крышки выполнены сквозные каналы, соединяющие внутреннюю полость с объемом камеры сгорания твердотопливного ракетного двигателя. Изобретение позволяет повысить надежность зажжения заряда твердотопливного ракетного двигателя. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

Устройство для химического зажигания компонентов топлива в жрд // 2509910

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 обеспечивает уменьшение времени, улучшение условий и повышение надежности зажигания топливных компонентов ЖРД, а также обеспечение многократности применения устройства. 6 з.п. ф-лы, 4 ил.

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. Угол установки лазерной свечи к огневому днищу составляет от 60 до 80 градусов. Фокусировка лазера может быть выполнена в зоне сжигания компонентов топлива. Внутри каждого стакана установлено средство демпфирования. Средство демпфирования выполнено из материала, имеющего высокую теплопроводность. В качестве средства демпфирования может быть применена металлорезина. Внутри каждого стакана установлен аккумулятор тепла. Аккумулятор тепла выполнен в виде контейнера цилиндрической формы с центральным отверстием, полость которого полностью или частично заполнена теплоаккумулирующим материалом, и установлен концентрично оси стакана. В качестве теплоаккумулирующего материала применен тригидрат ацетата натрия. Фокусирующая линза установлена внутри металлической втулки и углублена в нее относительно внутренней поверхности внутренней стенки огневого днища газогенератора. Величина углубления фокусирующей линзы выполнена такой, что фокусирующая линза установлена внутри стакана, например около его днища. Изобретение обеспечивает повышение надежности устройства зажигания. 10 з.п. ф-лы, 17 ил.

Способ воспламенения заряда твердого топлива и ракетный двигатель твердого топлива для его реализации // 2527903

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. У поверхности заряда продукты сгорания воспламенительного состава ускоряют и создают область с турбулентным режимом течения. Другое изобретение группы относится к ракетному двигателю, содержащему камеру сгорания, заряд с небронированным сопловым торцом и воспламенитель, размещенный в полости, образованной небронированным сопловым торцом заряда и углублением в сопловом дне напротив электрозапала. Воспламенитель выполнен в виде нескольких пакетов из сгораемого материала с помещенным внутрь воспламенительным составом, размещенных один над другим, и зафиксирован в полости рассекателем. Рассекатель выполнен из эластичного материала и установлен между небронированным сопловым торцом заряда и сопловым дном напротив электрозапала. Полость выполнена сообщающейся с предсопловым объемом кольцевым газоводом, выполненным по внешнему диаметру соплового днища. Группа изобретений позволяет повысить надежность воспламенения зарядов торцевого горения. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

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. Внутри каждого стакана установлено средство демпфирования. Средство демпфирования выполнено из материала, имеющего высокую теплопроводность. В качестве средства демпфирования применена металлорезина. Внутри стакана установлен аккумулятор тепла. Аккумулятор тепла выполнен в виде цилиндра с центральным отверстием и установлен концентрично оси стакана. Линза может быть установлена внутри металлической втулки и углублена в нее относительно внутренней поверхности внутренней стенки форсуночной плиты камеры сгорания. Величина углубления может составлять от 0,1 до 1,0 от диаметра фокусирующей линзы. Изобретение обеспечивает повышение надежности многократного воспламенения топлива. 9 з.п. ф-лы, 11ил.

Способ изготовления корпуса воспламенителя заряда ракетного двигателя из композиционных материалов и его конструкция // 2539939

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. Изготовление всех разнотипных элементов оболочки выполняют закаткой на оправку с уплотнением необходимым числом циклов повторения ее до расчетного диаметра оболочки. Подогреваемая поверхность имеет рельеф, соответствующий перепадам диаметров оправки на длине, равной длине препрега ткани при выполнении данного технологического передела. Корпус воспламенителя заряда ракетного двигателя из композиционных материалов содержит цилиндрическую оболочку с наружным теплозащитным покрытием и плоским донышком с одной стороны и свободным торцом с внутренней резьбой, закрытым съемным колпачком, с другой, образующими в совокупности внутренний объем для размещения заряда с элементами его воспламенения. Внутренняя часть цилиндрической оболочки выполнена из расчетного, конструктивно объединяющего резьбу и донышко, числа слоев препрега легко деформируемой ткани с расположением армирующих волокон под углом. Внутренняя часть цилиндрической оболочки имеет в составе внутренней резьбы кольцевые слои формирующей ее профиль нити с распространением ее на цилиндрическую часть и донышко, оформленное закладной деталью с плоским торцом со стороны внутреннего объема и резьбовым хвостовиком с наружной стороны. Группа изобретений позволяет упростить конструкцию корпуса воспламенителя и повысить его технологичность. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 5 ил.

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. В форсажной трубке перпендикулярно ее оси на расстоянии от выходного сечения установлен на жестких установочных элементах плоский турбулизатор. Продольные оси установочных элементов расположены в плоскостях, проходящих через ось форсажной трубки. Плоский турбулизатор выполнен с одним или несколькими отверстиями, а на его передней торцевой поверхности закреплена накладка из материала с низкой температурой абляции. Изобретение позволяет снизить разброс внутрибаллистических параметров ракетного двигателя твердого топлива в период выхода на режим. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

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. Активатор газогенераторной смеси может содержать два электрода, соединенных высоковольтными проводами с блоком высокого напряжения, который соединен с электрогенератором. Жидкостно-ракетный двигатель может содержать центральный шарнир, выполненный на газоводе на оси камеры. Центральный шарнир может быть выполнен цилиндрическим. Центральный шарнир может быть выполнен сферическим. Жидкостно-ракетный двигатель может содержать датчик числа оборотов вала ТНА, соединенный электрической связью с бортовым компьютером. Изобретение обеспечивает повышение удельной тяги и многоразовое включение. 10 з.п. ф-лы, 17 ил.

Камера сгорания жрд с электроплазменным зажиганием // 2553583

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. Изобретение обеспечивает повышение надежности и многоразовый запуск камеры сгорания. 2 ил.