RU2142570C1 - Jet engine - Google Patents

Jet engine Download PDF

Info

Publication number
RU2142570C1
RU2142570C1 RU97116296/06A RU97116296A RU2142570C1 RU 2142570 C1 RU2142570 C1 RU 2142570C1 RU 97116296/06 A RU97116296/06 A RU 97116296/06A RU 97116296 A RU97116296 A RU 97116296A RU 2142570 C1 RU2142570 C1 RU 2142570C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
fuel
jet engine
combustion chamber
nozzle
solid
Prior art date
Application number
RU97116296/06A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU97116296A (en
Inventor
И.Р. Нурмухаметов
Original Assignee
Нурмухаметов Искандер Рифович
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Нурмухаметов Искандер Рифович filed Critical Нурмухаметов Искандер Рифович
Priority to RU97116296/06A priority Critical patent/RU2142570C1/en
Publication of RU97116296A publication Critical patent/RU97116296A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2142570C1 publication Critical patent/RU2142570C1/en

Links

Images

Landscapes

  • Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)

Abstract

FIELD: aerospace equipment, solid-fuel jet engines. SUBSTANCE: technical object of invention consists in increased specific thrust pulse of engine, in increased power and simplification of design which are achieved thanks to manufacture of solid-fuel charge in jet engine that includes body, combustion chamber with solid-fuel charge and nozzle in the form of propellant grain. Central combustion chamber is formed in propellant grain in the form of conical recess, additional combustion chambers located in end face part of propellant grain are formed around central chamber. EFFECT: increased specific thrust pulse, increased power and simplification of design of engine. 4 cl, 2 dwg

Description

Изобретение относится к области ракетных двигателей, а именно к ракетным реактивным двигателям твердого топлива. The invention relates to the field of rocket engines, in particular to rocket engines of solid fuels.

Известен реактивный двигатель, имеющий корпус, камеру сгорания с твердотопливным зарядом и сопло /см. SU, 1832859 A1, 27.11.95, F 02 К 9/08/, принятый за прототип. Known jet engine having a housing, a combustion chamber with a solid fuel charge and a nozzle / cm. SU, 1832859 A1, 11/27/95, F 02 K 9/08 /, adopted as a prototype.

Недостатками известного реактивного двигателя являются небольшой удельный импульс тяги, сложность конструкции и невысокая надежность в эксплуатации. The disadvantages of the known jet engine are a small specific thrust impulse, design complexity and low reliability in operation.

Технический результат, заключающийся в повышении удельного импульса тяги двигателя, увеличении мощности и упрощении конструкции, достигается за счет того, что в реактивном двигателе, имеющем корпус, камеру сгорания с твердотопливным зарядом и сопло, согласно изобретению, твердотопливный заряд выполнен в форме топливной шашки, центральная камера сгорания сформирована в топливной шашке в виде конусного углубления в ней, а вокруг центральной камеры сформированы дополнительные камеры сгорания, расположенные в торцевой части топливной шашки, причем стенки дополнительных камер сгорания выполнены в виде кольцевой канавки вокруг центрально расположенного сопла, а топливная шашка сформирована из нескольких топливных элементов в виде пластин, имеющих форму камеры сгорания, а между собой сегменты топливной шашки проложены негорючими прокладками, в которых проделано отверстие для прохода газов, причем в качестве топлива используют расщепляющиеся материалы, сборки которых направлены вдоль продольной оси двигателя, а пространство вокруг сборок и между ними заполнены вещевом, способным к газообразованию при нагревании, а сопло двигателя выполнено прямоугольным или клиновидным. The technical result, which consists in increasing the specific impulse of engine thrust, increasing power and simplifying the design, is achieved due to the fact that in a jet engine having a housing, a combustion chamber with a solid fuel charge and a nozzle according to the invention, the solid fuel charge is made in the form of a fuel checker, central the combustion chamber is formed in the fuel block in the form of a conical recess in it, and additional combustion chambers located at the end of the fuel tank are formed around the central chamber ki, and the walls of the additional combustion chambers are made in the form of an annular groove around a centrally located nozzle, and the fuel check is formed of several fuel cells in the form of plates having the shape of a combustion chamber, and the segments of the fuel check are laid with non-combustible gaskets with an opening for passage gases, moreover, fissile materials are used as fuel, the assemblies of which are directed along the longitudinal axis of the engine, and the space around the assemblies and between them is filled with clothing, capable of gas generation when heated, and the engine nozzle is made rectangular or wedge-shaped.

На фиг. 1 изображен общий вид ракетного двигателя твердого топлива с центральной камерой сгорания. In FIG. 1 shows a general view of a solid fuel rocket engine with a central combustion chamber.

На фиг. 2 изображен вариант двигателя с дополнительными камерами сгорания в торцевой части топливной шашки. In FIG. 2 shows an embodiment of an engine with additional combustion chambers at the end of the fuel checker.

Реактивный двигатель содержит корпус 1, камеру сгорания 2, твердотопливный заряд в виде топливной шашки 3, центральную камеру сгорания 4, сопло 5. Причем твердотопливный заряд 3 выполнен в форме топливной шашки, центральная камера сгорания 4 которой сформирована в виде конусного углубления. Вокруг центральной камеры сгорания 4 сформированы дополнительные камеры сгорания 6 и 7, расположенные в торцевой части топливной шашки 3. Стенки дополнительных камер сгорания 6 и 7 выполнены в виде кольцевой канавки 8 вокруг центрально расположенного сопла 5. The jet engine contains a housing 1, a combustion chamber 2, a solid fuel charge in the form of a fuel checker 3, a central combustion chamber 4, a nozzle 5. Moreover, a solid fuel charge 3 is made in the form of a fuel checker, the central combustion chamber 4 of which is formed in the form of a conical recess. Around the central combustion chamber 4, additional combustion chambers 6 and 7 are formed located at the end of the fuel block 3. The walls of the additional combustion chambers 6 and 7 are made in the form of an annular groove 8 around the centrally located nozzle 5.

Топливная шашка 3 сформирована из нескольких топливных элементов в виде пластин 9, имеющих форму камеры сгорания 2, между собой сегменты топливной шашки проложены негорючими прокладками 10, в которых проделано отверстие 11 для прохода газов. The fuel checker 3 is formed of several fuel cells in the form of plates 9 having the shape of a combustion chamber 2, the segments of the fuel checker are laid with non-combustible gaskets 10, in which a hole 11 for the passage of gases is made.

Сопло 5 выполнено прямоугольным или клиновидным. The nozzle 5 is made rectangular or wedge-shaped.

Реактивный двигатель работает следующим образом. A jet engine operates as follows.

При сгорании твердотопливного заряда 3 в центральной камере сгорания 4 и последующем истечении газов через сопло ракетного двигателя 5 осуществляется движение реактивного двигателя. During the combustion of a solid fuel charge 3 in the central combustion chamber 4 and the subsequent outflow of gases through the nozzle of the rocket engine 5, the jet engine moves.

Конусная форма центральной камеры сгорания 4, расположенной в теле топливной шашки 3, способствует движению газовых струй аналогично процессу, наблюдаемому при взрыве кумулятивного заряда, увеличивая тем самым удельный импульс системы. The conical shape of the central combustion chamber 4, located in the body of the fuel checker 3, facilitates the movement of gas jets similar to the process observed during the explosion of a cumulative charge, thereby increasing the specific impulse of the system.

Claims (5)

1. Реактивный двигатель, имеющий корпус, камеру сгорания с твердотопливным зарядом и сопло, отличающийся тем, что твердотопливный заряд выполнен в форме топливной шашки, центральная камера сгорания сформирована в топливной шашке в виде конусного углубления в ней, а вокруг центральной камеры сформированы дополнительные камеры сгорания, расположенные в торцевой части топливной шашки. 1. A jet engine having a housing, a combustion chamber with a solid fuel charge and a nozzle, characterized in that the solid fuel charge is made in the form of a fuel checker, the central combustion chamber is formed in the fuel checker in the form of a conical recess in it, and additional combustion chambers are formed around the central chamber located at the end of the fuel checker. 2. Реактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что стенки дополнительных камер сгорания выполнены в виде кольцевой канавки вокруг центрально расположенного сопла. 2. The jet engine according to claim 1, characterized in that the walls of the additional combustion chambers are made in the form of an annular groove around a centrally located nozzle. 3. Реактивный двигатель по пп.1 и 2, отличающийся тем, что топливная шашка сформирована из нескольких топливных элементов в виде пластин, имеющих форму камеры сгорания, а между собой сегменты топливной шашки проложены негорючими прокладками, в которых проделано отверстие для прохода газов. 3. A jet engine according to claims 1 and 2, characterized in that the fuel cartridge is formed of several fuel cells in the form of plates having the shape of a combustion chamber, and the segments of the fuel cartridge are laid with non-combustible gaskets in which a hole for the passage of gases is made. 4. Реактивный двигатель по пп.1 - 3, отличающийся тем, что в качестве топлива используют расщепляющиеся материалы, сборки которых направлены вдоль продольной оси двигателя, а пространство вокруг сборок и между ними заполнено веществом, способным к газообразованию при нагревании. 4. A jet engine according to claims 1 to 3, characterized in that fissile materials are used as fuel, the assemblies of which are directed along the longitudinal axis of the engine, and the space around the assemblies and between them is filled with a substance capable of gas generation when heated. 5. Реактивный двигатель по пп.1 - 4, отличающийся тем, что сопло двигателя выполнено прямоугольным или клиновидным. 5. A jet engine according to claims 1 to 4, characterized in that the nozzle of the engine is rectangular or wedge-shaped.
RU97116296/06A 1997-09-29 1997-09-29 Jet engine RU2142570C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU97116296/06A RU2142570C1 (en) 1997-09-29 1997-09-29 Jet engine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU97116296/06A RU2142570C1 (en) 1997-09-29 1997-09-29 Jet engine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU97116296A RU97116296A (en) 1999-06-27
RU2142570C1 true RU2142570C1 (en) 1999-12-10

Family

ID=20197619

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU97116296/06A RU2142570C1 (en) 1997-09-29 1997-09-29 Jet engine

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2142570C1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2569539C1 (en) * 2014-12-02 2015-11-27 федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Национальный исследовательский Томский государственный университет" (НИ ТГУ, ТГУ) Solid rocket motor

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2569539C1 (en) * 2014-12-02 2015-11-27 федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Национальный исследовательский Томский государственный университет" (НИ ТГУ, ТГУ) Solid rocket motor

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US4741154A (en) Rotary detonation engine
RU2390646C1 (en) Two-mode solid propellant rocket engine
RU2142570C1 (en) Jet engine
RU2675983C1 (en) Cumulative-high-explosive charge engine
US11486336B2 (en) Propulsion device for liquid propellant rocket engine
CN114607526A (en) Impact type model engine for researching tangential unstable combustion of double-liquid-phase propellant
US3336754A (en) Continuous detonation reaction engine
RU2084676C1 (en) Two-regime rocket engine
RU2195628C1 (en) Device for sealing of jet engine nozzle
KR100470278B1 (en) rocket engine for test
RU1725598C (en) Solid rocket engine
RU2715450C1 (en) Multi-mode rocket engine
RU2760602C1 (en) Lpe combustion chamber mixing head
JPH0385356A (en) Two-stage thrust rocket motor
RU2161717C2 (en) Device to increase efficiency of heat engine
RU2026501C1 (en) Rocket solid fuel engine
RU2648040C1 (en) Gaseous hydrogen and oxygen rocket thruster with preliminary mixing of components in the mixing head unit
RU2134860C1 (en) Rocket
RU2079689C1 (en) Solid-propellant rocket engine for guided projectile and solid propellant ignitor
RU2138669C1 (en) Air rocket engine
RU2133371C1 (en) Solid-propellant rocket engine
RU2188141C2 (en) Shipboard engine-and-propulsor complex and method of its operation
JPH07247906A (en) Propulsion device for missile
RU2084814C1 (en) Ignition chamber
SCHOENMAN Fuel/oxidizer-rich high-pressure preburners(staged-combustion rocket engine)[Final Report]

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20050930