Патенты с меткой «ракетный»

Номер патента: 33927

Опубликовано: 31.01.1934

Автор: Курто

МПК: F02K 9/50

Метки: двигатель, ракетный, реактивный

...стороны лобовой поверхности 12 ракеты расположены каналы 9 для подвода воздуха в камеру горения. Хвостовая часть корпуса ракеты снабжена выступами 14, образующими несколько отделений П, Ш и И. В головной части ракеты расположены батарея 4 элементов и индукционная катушка 11 с конденсатором 5 для получения искры, воспламеняющей горючую смесь в камере горения 1, и батарея 18 для зажигания слоя 13 термитной смеси. Нажатием кнопки 79 замыкается электрическая цепь батареи 18, и искрами воспламеняется слой 73 термитной смеси. Под влиянием высокой температуры горения смеси горючее, находящееся в сосуде 20 для первичного запала, испа. ряется и воспламеняется, давая двигателю первоначальное движение, а вода, находящаяся в рубашке 8, "благодаря...

Номер патента: 49413

Опубликовано: 31.08.1936

Автор: Огоньян

МПК: F02K 9/42

Метки: внутреннего, горения, двигатель, ракетный, реактивный

...по. отношению к объему, занимаемому парами испаряющегося топлива, вследствие чего, несмотря на наличие трубки 14, давление в камере 11 резко возрастает. Из камеры П пары топлива под давлением будут перемещаться в камеру 12 и далее в камеру 13. В каждой камере пары будут расширяться, но так как температура в каждой камере такая же как и в первой, то температура паров при выходе из камер будет равна первоначальной,Испаряющиеся и сильно нагретые пары топлива (газы) под давлением внутри устремятся в узкий канал 18, где они еще дополнительно подогреваются, и затем в сопло 3.Входящие газы создадут в трубах 30 разрежение, вследствие чего воздух устремится снаружи из труб 30 в узкую часть 3 сопла 4, При этом перемешанные с кислородом...

Номер патента: 62308

Опубликовано: 01.01.1943

Автор: Попов

МПК: F02K 9/46

Метки: двигатель, подачи, ракетный, топлива

...верхнее положен м поршня, обра стьем трубопрово ается вверх и отк едствие чего кла да поршень 7 приходитобрезом гильзы и телогильзы, соединяется с ульза золотника перемещр 1 через канал 10, вслначинает рабочий ход.дача пара в цилиндр 1 бперекроет устье трубопрбудет двигаться при ра нижниь кромки пара п цилинд пень 7 Г 1 оет происходить до тех пор, пока гильода 4. Произойдет отсечка, и порширении пара. Когда давление пара за В шен Предме ракетный дв работающег сгорания дв Предла применен по щий подаче теле поршня хода.ся от известных тем, что скользящий золотник, упр двигателя насоса через к для осуществления обрЛЬ б 2208 понизится до О;ределеннОР величины, Откроется клапан 5. Давление сразу понизится, вследствие чего гильза золотника...

Номер патента: 1748736

Опубликовано: 23.07.1992

Авторы: Абшаев, Бедретдинов, Виноградов, Друганов, Залиханов, Карягин, Лагутин, Палей, Романовский, Ухаров

МПК: A01G 15/00

Метки: комплекс, противоградовый, ракетный

...пуска ракеты).Аппаратура 9 автоматики включает приводы 10 средств 11 наведения ракет и придостижении значения углов азимутального45 разворота и возвышения заданных величинвыключает их и, выдает в аппаратуру 8 управления информацию о наведении ракетна цель, после чего аппаратура .8 управления выдает в аппаратуру 12 запуска ракет50 команду на пуск ракеты,После схода ракеты аппаратура 8 управления осуществляет по описанной вь 1 ше технологии пуск следующей ракеты. После 55 выполнения задания по запуску ракет аппаратура 8 управления через аппаратуру передачи данных.14 и средства связи 13 с командным пунктом передает на командный пункт информацию о выполнении задания.Каждая пусковая установка, входящая,в состав противоградоеого...

Номер патента: 1774046

Опубликовано: 07.11.1992

Авторы: Беляев, Черноглазов, Яковлев

МПК: F02K 9/48

Метки: двигатель, жидкостный, ракетный

...изменения режима работы двигателя повреждений, что приводит к уменьшению ресурса камеры и снижению ее надежности.Целью изобретения является повышение надежности камеры путем снижения термических напракений в ее стенках.Поставленная цель достигается тем, что двигател ь снабжен до пол нител ь ной магистралью с установленным в ней регулятором расхода, сообщающей выход из регулятора соотношения компонентов со смесительной головкой камеры,Регулятор, установленный в дополнительной магистрали, является по своей сути независимым каналом управления тепловым состоянием камеры, позволяющим уменьшить термические напряжения в стенках камеры, что устраняет циклические нагружения конструкции камеры и повышает ее надежность.На чертеже изображена...

Номер патента: 1816883

Опубликовано: 23.05.1993

Авторы: Иваницкий, Кубанов, Митиков

МПК: F02K 9/42

Метки: двигатель, компонента, криогенного, подачи, ракетный

...10 с клапаном 11 для подвода в емкость высокотемпературного газа. Баллоны сообщаются трубопроводами с теплообменником 12, блоком управления расходом газа 13 и газовводом 14,При полете ракеты минимальное необходимое давление газа в баке, как правило, имеет тенденцию к росту по времени полета в первой половине полного времени работы ступени ракеты-носителя и четко выраженный максимум во второй половине, обычно соответствующий началу дросселирования маршевого двигателя или его выключению,Именно на участке работы системы, соответствующему максимальному потребному давлению газа в баке 3, осуществляют подачу в расходную магистраль 9 переохлажденного криогенного компонента из емкости 2 открытием клапана 8, Это приведет к снижению температуры...

Номер патента: 1725598

Опубликовано: 15.12.1994

Автор: Байсиев

МПК: F02K 9/08

Метки: байсиева, двигатель, ракетный, твердого, топлива

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, отличающийся тем, что, с целью упрощения конструкции за счет использования инерционного эффекта вращающегося в полете корпуса, в нем устройство переключения режимов полета выполнено в виде шарнирно закрепленных на днище корпуса между маршевыми и стартовыми соплами заслонок, а входы проточных трактов сопел образованы наклонными к их осям и обращенными друг к другу сечениями.

Номер патента: 1734442

Опубликовано: 27.01.1995

Авторы: Глебов, Демидов, Осипов

МПК: F02K 7/18

Метки: двигатель, комбинированный, ракетный

1. КОМБИНИРОВАННЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ, состоящий из прямоточного воздушно-реактивного двигателя с камерой дожигания и ракетного двигателя твердого топлива, камера сгорания которого сообщена с камерой дожигания газоводами, устройство регулирования расхода продуктов сгорания, отличающийся тем, что, с целью повышения энергетических характеристик за счет интенсификации смешения продуктов сгорания ракетного двигателя твердого топлива с воздухом для топлив с недостатком окислителя при изменении расхода воздуха, обусловленным изменением скорости набегающего потока, в нем каждый из газоводов выполнен в виде сверхзвукового сопла Лаваля с наклонным входным сечением, точка пересечения оси которого с минимальной образующей профиля раструба размещена в...

Номер патента: 1828176

Опубликовано: 20.05.1995

Авторы: Глебов, Демидов, Осипов

МПК: F02K 7/18

Метки: двигатель, комбинированный, ракетный

...содержащий прямоточный воздушно-реактивный двигатель 1 с воздухозаборником 2 и камерой дожигания 3, соплом 4, емкость 5 с жидким горючим, в которой расположена разделительная мембрана 6, газогенератор наддува, сообщенный с емкостью 5, форсуночное устройство 8, сообщенное с емкостью 5 через запорные и регулирующие устройства 9 и с камерой дожигания 3, ракетный двигатель 10 с размещенным в нем зарядом твердого топлива 11 сообщен с камерой дожигания 3 через газоводы 12, выполненные в виде сопел Лаваля с выходным сечением раструба 13 эллиптической формы, на боковой поверхности которого образованы равномерно в окружном направлении сквозные окна 14, ветви которых замкнуты на периметре среза сопла, причем одна из ветвей 15 окон 14...

Номер патента: 1832859

Опубликовано: 27.11.1995

Автор: Байсиев

МПК: F02K 9/08

Метки: байсиева, двигатель, ракетный

Ракетный двигатель, содержащий корпус, камеру сгорания с твердотопливным зарядом, сопловой блок и стабилизаторы, отличающийся тем, что, с целью повышения эффективности двигателя путем исключения его прецессии, сопловой блок установлен в камере сгорания с кольцевым зазором и возможностью вращения вокруг продольной оси, при этом кольцевой зазор выполнен в виде сверхзвукового сопла и газодинамически связан с камерой сгорания, а сопловой блок снабжен приводными лопастями, размещенными в сверхзвуковом сопле.

Номер патента: 1745001

Опубликовано: 20.06.1996

Авторы: Беляев, Негуляев, Черноглазов

МПК: F02K 9/48

Метки: двигатель, жидкостный, ракетный

Жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру с каналами наружного и внутреннего охлаждения, турбонасосную систему подачи, газогенератор, агрегаты управления расходом компонентов и магистрали подвода охлаждающего компонента к каналам охлаждения камеры, отличающийся тем, что, с целью повышения надежности за счет увеличения ресурса камеры, он снабжен регулятором расхода, установленным в магистрали подвода охлаждающего компонента к каналам внутреннего охлаждения.

Номер патента: 1828686

Опубликовано: 20.07.1996

Авторы: Рыбаков, Рыбакова

МПК: F02K 9/62

Метки: двигатель, жидкостный, ракетный

Жидкостный ракетный двигатель преимущественно на двухкомпонентном жидком топливе, содержащий камеру сгорания, форкамеру, сопло, систему регулирования и подачи компонентов топлива, систему охлаждения стенок камеры сгорания, отличающийся тем, что, с целью повышения КПД и удельного импульса двигателя за счет полноты использования энергии продуктов сгорания, камера выполнена в виде изогнутой конической трубы, расширяющейся частью направленной в сторону сопла.

Номер патента: 1816054

Опубликовано: 20.03.1997

Авторы: Ахмадеев, Водопьянова, Гусева, Крапивина, Ощепкова, Чураков

МПК: F02K 9/08

Метки: двигатель, ракетный, твердотопливный

...медленногорящего заряда не обеспечивается ее надежное воспламенение, Очень мало время воздействия продуктов сгорания на воспламеняемую поверхность. Практически это выражается на осциллограмме тяги двигателя в виде провала кривой на моменте времени перехода со стартового режима работы на маршевый (см. фиг,2 б). При длине канала заряда 10,5 Ь формируется поверхность горения с глубоким коническим углублением и на границе раздела топлив она состоит из одинаково развитых поверхностей горения быстрогорящего и медленногорящего зарядов (см, фиг.3 а), В этих условиях обеспечивается надежная передача фронта горения на границе раздела Твердотопливный ракетный двигатель,содержащий корпус с соплом с последоватоплива. Однако одновременное...

Номер патента: 1839963

Опубликовано: 20.06.2006

Авторы: Абшаев, Байсиев

МПК: A01G 15/00

Метки: комплекс, ракетный

Ракетный комплекс, содержащий корпус, пусковую трубу со стопорными элементами и электрическими контактами, размещенными на ее внешней поверхности в области казенного среза, ракету с контактной крышкой на срезе сопла, оснащенной контактами, ответными контактам пусковой трубы, отличающийся тем, что, с целью повышения эффективности работы за счет увеличения точности стрельбы, пусковая труба прикреплена к корпусу ракетного комплекса с возможностью свободного вращения вокруг собственной оси и снабжена в области казенного среза затвором, по оси которого на подшипниках размещена контактная крышка, выполненная в виде полого цилиндра, на образующей которой тангенциально размещены сопла, соединенные с полостью, при этом по оси крышки размещен...

Номер патента: 1840811

Опубликовано: 27.12.2010

Авторы: Баранов, Баскаков, Герасимов, Капитула, Максимов, Морозов, Подпорина, Поздняков, Струков, Сухарев

МПК: F02K 9/26

Метки: двигатель, ракетный, твердого, топлива

Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий камеру сгорания с сопловым блоком, пороховую канальную шашку малодымного состава, и пиротехнический воспламенитель, расположенный со стороны соплового блока, соосно с каналом шашки, отличающийся тем, что, с целью обеспечения устойчивого горения пороховой канальной шашки, в нем, в расширяющейся части канала, у днища двигателя размещена шашка смесевого твердого топлива.

Номер патента: 1840812

Опубликовано: 27.12.2010

Авторы: Герасимов, Климов, Круглов, Поздняков, Струков, Тимошкин, Трапезников, Эрмант

МПК: F02K 9/26

Метки: двигатель, ракетный, твердого, топлива

1. Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий корпус с размещенным в нем канальным зарядом с цилиндрической расточкой, расположенной со стороны, противоположной сопловому блоку с выполненными в нем радиальными пазами, дополнительную шашку из высокоэнергетичного топлива и воспламенитель, отличающийся тем, что, с целью обеспечения стабильности работы двигателя в широком диапазоне эксплуатационных температур, он снабжен газодинамическим стабилизатором, выполненным в виде цилиндрической камеры с радиальными калиброванными отверстиями и установленным на заднем днище в цилиндрической расточке заряда с кольцевым относительно нее зазором, при этом дополнительная шашка размещена в гидродинамическом стабилизаторе, а воспламенитель закреплен...