RU2138669C1 - Воздушный ракетный двигатель - Google Patents
Воздушный ракетный двигатель Download PDFInfo
- Publication number
- RU2138669C1 RU2138669C1 RU97111027A RU97111027A RU2138669C1 RU 2138669 C1 RU2138669 C1 RU 2138669C1 RU 97111027 A RU97111027 A RU 97111027A RU 97111027 A RU97111027 A RU 97111027A RU 2138669 C1 RU2138669 C1 RU 2138669C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- piston
- housing
- rocket engine
- cylinder
- nozzle
- Prior art date
Links
Landscapes
- Toys (AREA)
Abstract
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при создании многоразовых транспортных космических систем. Технический результат, заключающийся в изменении конструкции корпуса и ракетного двигателя, повышении надежности и грузоподъемности за счет использования сжатого атмосферного воздуха, достигается за счет того, что в ракетном двигателе на сжатом газе, содержащем корпус с клапаном для нагнетания сжатого газа, камеру сгорания и сопло, согласно изобретению в качестве сжатого газа используют воздух, а корпус скреплен с обтекателем, в корпусе размещен первый цилиндр с отверстиями для подачи сжатого воздуха в сопло и первым поршнем, соединенным штангой со вторым поршнем, размещенным во втором цилиндре, установленном в обтекателе, причем под вторым поршнем размещен пороховой заряд. 4 з.п.ф-лы, 1 ил.
Description
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при создании многоразовых транспортных космических систем.
Известен 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 (патент РФ N 1725598, 15.12.94).
Известный двигатель применяется преимущественно для компоновки носителей космических аппаратов, дальнобойных баллистических ракет, снарядов и воздушных торпед, и его конструкция имеет чрезвычайно сложное выполнение, что ограничивает сферу его применения и является существенным недостатком.
Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому изобретению является ракетный двигатель на сжатом газе, содержащий корпус с клапаном для нагнетания сжатого газа, камеру сгорания и сопло (см. Беляев Н.М., Уваров Е. И. Расчет и проектирование реактивных систем управления космических летательных аппаратов. - М.: Машиностроение, 1974, с. 47-49, рис. 2.7).
Технический результат, заключающийся в изменении конструкции корпуса и ракетного двигателя, улучшении массово-энергетических характеристик, повышении надежности и грузоподъемности за счет использования в двигателе сжатого атмосферного воздуха, обеспечивается тем, что в ракетном двигателе на сжатом газе, содержащем корпус с клапаном для нагнетания сжатого газа, камеру сгорания и сопло, согласно изобретению в качестве сжатого газа используют воздух, а корпус скреплен с обтекателем, в корпусе размещен первый цилиндр с отверстиями для подачи сжатого воздуха в сопло и первым поршнем, соединенным штангой со вторым поршнем, размещенным во втором цилиндре, установленном в обтекателе, причем под вторым поршнем размещен пороховой заряд. Первый поршень имеет вулканизированное упорное кольцо, а первый цилиндр снабжен крепежным кольцом. Корпус выполнен пластмассовым из нескольких разъемных частей. Сопло выполнено из пластмассы. Второй цилиндр, второй поршень и пороховой заряд образуют пироклапан.
На чертеже представлен воздушный ракетный двигатель, общий вид.
Воздушный ракетный двигатель содержит корпус 1 из пластмассового материала, выполненный из нескольких разъемных частей 2 и заполненный сжатым атмосферным воздухом 3, обратный клапан 4 для нагнетания сжатого атмосферного воздуха в корпус 1, первый цилиндр 5 с отверстиями 6, вулканизированный поршень 7, вулканизированное упорное кольцо 8 поршня 7, крепежное кольцо 9 цилиндра 5, штангу 10, сопло 11, головной обтекатель 12, крепежное соединение 13 головного обтекателя 12 с корпусом 1, пироклапан, состоящий из цилиндра 14, второго поршня 15, связанного с первым поршнем 7 через штангу 10, пороховой заряд 16.
Воздушный ракетный двигатель работает следующим образом.
Для пуска необходимо дистанционным управлением воспламенить пороховой заряд 16. Газ, полученный при сжигании порохового заряда 16, давит на второй поршень 15, поршень 15, соединенный с первым поршнем 7, штангой 10 поднимает в верхнее положение поршень 7 и освобождает в цилиндре 5 отверстия 6. Сжатый воздух под давлением в 300 и более атмосфер через отверстия 6 поступает в сопло 11 и истекает из него. Таким образом произведен пуск.
Claims (5)
1. Ракетный двигатель на сжатом газе, содержащий корпус с клапаном для нагнетания сжатого газа, камеру сгорания и сопло, отличающийся тем, что в качестве сжатого газа используют воздух, а корпус скреплен с обтекателем, в корпусе размещен первый цилиндр с отверстиями для подачи сжатого воздуха в сопло и первым поршнем, соединенным штангой со вторым поршнем, размещенным во втором цилиндре, установленном в обтекателе, причем под вторым поршнем размещен пороховой заряд.
2. Ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что первый поршень имеет вулканизированное упорное кольцо, а первый цилиндр снабжен крепежным кольцом.
3. Ракетный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что корпус выполнен пластмассовым из нескольких разъемных частей.
4. Ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что сопло выполнено из пластмассы.
5. Ракетный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что второй цилиндр, второй поршень и пороховой заряд образуют пироклапан.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU97111027A RU2138669C1 (ru) | 1997-07-02 | 1997-07-02 | Воздушный ракетный двигатель |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU97111027A RU2138669C1 (ru) | 1997-07-02 | 1997-07-02 | Воздушный ракетный двигатель |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU97111027A RU97111027A (ru) | 1999-07-10 |
RU2138669C1 true RU2138669C1 (ru) | 1999-09-27 |
Family
ID=20194755
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU97111027A RU2138669C1 (ru) | 1997-07-02 | 1997-07-02 | Воздушный ракетный двигатель |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2138669C1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2532734C1 (ru) * | 2013-06-18 | 2014-11-10 | Владимир Степанович Григорчук | Четырёхтактный дизельный двигатель |
-
1997
- 1997-07-02 RU RU97111027A patent/RU2138669C1/ru active
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
Беляев Н.М., Уваров Е.И. Расчет и проектирование реактивных систем управления космических летательных аппаратов. - М.: Машиностроение, 1974, с.47-49, рис.27. * |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2532734C1 (ru) * | 2013-06-18 | 2014-11-10 | Владимир Степанович Григорчук | Четырёхтактный дизельный двигатель |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2445491C2 (ru) | Двигательная установка ракеты с нечувствительным снаряжением и с множественными режимами работы и способ ее действия | |
US3094072A (en) | Aircraft, missiles, missile weapons systems, and space ships | |
US6293091B1 (en) | Axisymmetrical annular plug propulsion system for integrated rocket/ramjet or rocket/scramjet | |
US5119627A (en) | Embedded pressurization system for hybrid rocket motor | |
US4723736A (en) | Rocket staging system | |
US5152136A (en) | Solid fuel ducted rocket with gel-oxidizer augmentation propulsion | |
US11359877B2 (en) | Apparatus and method for accelerating an object via an external free jet | |
US2972225A (en) | Motor mechanism for missiles | |
US6516605B1 (en) | Pulse detonation aerospike engine | |
WO1990001668A1 (en) | Missile launcher | |
US3358453A (en) | Plug nozzle rocket | |
US3279187A (en) | Rocket-ramjet propulsion engine | |
CN100394011C (zh) | 喷气发动机的蒸汽助推装置及方法 | |
JPH0849999A (ja) | 空気吸込式の推進補助による発射体 | |
RU2138669C1 (ru) | Воздушный ракетный двигатель | |
KR20160073476A (ko) | 단일추진제 추력기 | |
US4384454A (en) | Thrust nozzle for rocket engine with ablating lining | |
US6145299A (en) | Rocket engine | |
US3217489A (en) | Rocket motor ignition system | |
US3425316A (en) | Exothermic steam generator | |
US5113763A (en) | Consumable igniter for a solid rocket motor | |
US3112903A (en) | Combination fuel tank and ram jet power plant | |
RU2739852C1 (ru) | Ступень ракетоносителя, работающего в плотных и разряженных слоях атмосферы | |
US7658062B2 (en) | Gas generator and turbojet fitted with such a generator for starting | |
US3491539A (en) | Injector assembly for eliminating the smoke trail of a solid propellant rocket motor |