SOLID-PROPELLANT ROCKET ENGINE
FIELD: engines and pumps.SUBSTANCE: solid-propellant rocket engine includes housing with rear bottom, charge, igniter, cruising mode nozzle and thrust cutoff reversal nozzles located in the area of rear bottom and covered with plugs. Plugs are locked with charge-driven piston mechanisms, and charge...
Gespeichert in:
Hauptverfasser: | , , |
---|---|
Format: | Patent |
Sprache: | eng ; rus |
Schlagworte: | |
Online-Zugang: | Volltext bestellen |
Tags: |
Tag hinzufügen
Keine Tags, Fügen Sie den ersten Tag hinzu!
|
Zusammenfassung: | FIELD: engines and pumps.SUBSTANCE: solid-propellant rocket engine includes housing with rear bottom, charge, igniter, cruising mode nozzle and thrust cutoff reversal nozzles located in the area of rear bottom and covered with plugs. Plugs are locked with charge-driven piston mechanisms, and charge is provided with blind channel. Housing is made from composite material as per cocoon pattern and includes rear flange to which the compartment made in the form of a spherical segment is attached. Thrust cutoff reversal nozzles are installed on the above compartment normally to the surface of spherical segment. Cruising mode nozzle is partially buried into compartment in the form of spherical segment, and igniter is arranged in it.EFFECT: invention allows reducing the weight of rocket engine and increasing its operating time at minimum length and easier manufacturing procedure.3 cl, 1 dwg
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива с отсечкой тяги. Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус с задним днищем, заряд, воспламенитель, сопло маршевого режима и расположенные в районе заднего днища реверсивные сопла отсечки тяги, закрытые заглушками. Заглушки зафиксированы пирозамками, а заряд выполнен с глухим каналом. Корпус выполнен из композиционного материала по схеме «кокон» и содержит задний фланец, к которому пристыкована секция, выполненная в виде сферического сегмента. Реверсивные сопла отсечки тяги установлены на указанную секцию по нормали к поверхности сферического сегмента. Сопло маршевого режима частично утоплено в секцию в виде сферического сегмента, а воспламенитель размещен в ней. Изобретение позволяет уменьшить массу ракетного двигателя и увеличить время его работы при обеспечении минимальной длины и упрощении технологии изготовления. 2 з.п. ф-лы, 1 ил. |
---|