RU2158837C2 - Reactive propellant cells - Google Patents
Reactive propellant cells Download PDFInfo
- Publication number
- RU2158837C2 RU2158837C2 RU98110546/06A RU98110546A RU2158837C2 RU 2158837 C2 RU2158837 C2 RU 2158837C2 RU 98110546/06 A RU98110546/06 A RU 98110546/06A RU 98110546 A RU98110546 A RU 98110546A RU 2158837 C2 RU2158837 C2 RU 2158837C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- elements
- fuel
- fuel cells
- combustion chamber
- cells
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Fuel Cell (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к реактивной технике, в частности к ракетостроению. The invention relates to rocket technology, in particular to rocket science.
Известны топливные элементы, состоящие из ракетного пороха, форма которых позволяет их вкладывать друг в друга, образуя топливный заряд ракеты, см. патент США 3439613, кл. F 02 K 9/04, 1969. Known fuel cells, consisting of rocket powder, the shape of which allows them to be inserted into each other, forming a fuel charge of a rocket, see US patent 3439613, cl. F 02 K 9/04, 1969.
Недостатками подобного решения являются большой вес двигателя, конструкции ракеты, которые после отработки топлива превращаются в балластную массу, из-за чего ракеты делают многоступенчатыми и сбрасывают ступени как лишний вес при полете. При этом полезная нагрузка этих ракет невелика именно из-за наличия этого балласта. The disadvantages of such a solution are the large weight of the engine, the design of the rocket, which after fuel is turned into a ballast mass, because of which the rockets are multistage and reset the steps as excess weight during flight. Moreover, the payload of these missiles is small precisely because of the presence of this ballast.
Предложены топливные элементы реактивные в виде пороховых шашек, где эти шашки армированы для обеспечения их механической прочности при оказании на них давления из камеры сгорания, и они имеют такую форму, что могут вкладываться друг в друга, образуя топливный заряд ракеты. При этом камера сгорания у них выполнена в виде кумулятивной выемки, в которую вкладывается следующий топливный элемент, фиг. 1. На фиг. 1 элемент реактивный имеет корд 2 и разделительную прокладку из негорючего материала 3. Сам элемент из пороха обозначен на фиг. 1 как деталь 1. Разделительная прокладка служит для того, чтобы при неравномерном характере горения первой ступени переход режима включения во вторую шашку, например, происходил бы в одно из отверстий прокладки с тем, чтобы загоревшаяся вторая шашка своими газами выбросила бы дефектный первый элемент вместе с недогоревшими частичками топлива. Элемент имеет средство запусков электрического действия. Jet fuel cells are proposed in the form of powder blocks, where these blocks are reinforced to provide mechanical strength when pressure is exerted from the combustion chamber, and they have such a shape that they can be inserted into each other, forming a fuel charge of the rocket. In this case, the combustion chamber is made in the form of a cumulative recess in which the next fuel element is inserted, FIG. 1. In FIG. 1, the reactive element has a
Для обеспечения включения следующего элемента от предыдущего в работе двигателя внутренние стенки камеры сгорания элементов покрыты инициирующим составом, а по внешнему периметру элементы бронированы с целью предотвращения горения пороха по внешней стенке ракеты. На фиг. 1 показаны инициирующее покрытие 4 и бронирование топливного элемента 5. To ensure the inclusion of the next element from the previous engine operation, the inner walls of the elements combustion chamber are covered with an initiating composition, and the elements are armored along the outer perimeter to prevent the burning of gunpowder along the outer wall of the rocket. In FIG. 1 shows the
В работе двигателя реактивные газы образуются при горении внутренней стенки топливного элемента и, проходя вдоль камеры сгорания элемента, газы выбрасываются наружу и перемещают ракету, при этом дополнительные сопла и другие устройства не используются. In the operation of the engine, reactive gases are generated during combustion of the inner wall of the fuel element and, passing along the combustion chamber of the element, the gases are ejected outward and move the rocket, while additional nozzles and other devices are not used.
В качестве топлива могут быть использованы и ядерные сборки ТВЭлов, а для образования реактивных газов предлагается испарять теплом, полученным от ТАЭлов, внутренние стенки топливных элементов, для чего ТВЭлов пропускают в отверстия в стенках топливных элементов вдоль и параллельно оси двигателя. На фиг. 2 топливный элемент 1 с отверстиями 4 под ТВЭлы 2 и дополнительными сечениями вокруг этих отверстий 3, которые служат для продувания ТВЭлов водородом и охлаждения ТВЭлов и, возможно - создания термоядерной реакции в камере сгорания топливного элемента 4 для лучшего испарения топливного элемента. Конструкция топливных элементов может отличаться от описанных выше и иметь форму пирамидальных элементов, фиг. 3, где элемент в форме пирамиды 1 имеет пирамидальную камеру сгорания 2 или же в виде многолучевой звезды, фиг. 4, где топливный элемент 1 имеет лучи 2 с камерами сгорания клиновидной формы 3. Стенки элемента могут быть рифлеными. Nuclear assemblies of fuel elements can also be used as fuel, and for the formation of reactive gases, it is proposed that the internal walls of the fuel elements be evaporated by the heat received from TAEs, for which fuel elements are passed through holes in the walls of the fuel elements along and parallel to the axis of the engine. In FIG. 2
Изобретение позволяет строить ракету с минимумом лишних элементов по сравнению с известными техническими решениями и возобновлять ровное горение шашек каждый раз, когда возможные дефекты шашек могли бы ухудшить режим работы двигателя. The invention allows to build a rocket with a minimum of unnecessary elements in comparison with the known technical solutions and to resume even burning of checkers every time that possible defects of the checkers could worsen the engine operating mode.
Claims (7)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU98110546/06A RU2158837C2 (en) | 1998-05-28 | 1998-05-28 | Reactive propellant cells |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU98110546/06A RU2158837C2 (en) | 1998-05-28 | 1998-05-28 | Reactive propellant cells |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU98110546A RU98110546A (en) | 2000-02-20 |
RU2158837C2 true RU2158837C2 (en) | 2000-11-10 |
Family
ID=20206782
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU98110546/06A RU2158837C2 (en) | 1998-05-28 | 1998-05-28 | Reactive propellant cells |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2158837C2 (en) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2509909C1 (en) * | 2012-07-10 | 2014-03-20 | Юрий Дмитриевич Сасов | Jet engine |
-
1998
- 1998-05-28 RU RU98110546/06A patent/RU2158837C2/en not_active IP Right Cessation
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2509909C1 (en) * | 2012-07-10 | 2014-03-20 | Юрий Дмитриевич Сасов | Jet engine |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US7281367B2 (en) | Steerable, intermittently operable rocket propulsion system | |
CN112392629B (en) | Solid-liquid-solid co-combustion chamber combined power rocket engine and aircraft | |
US5152136A (en) | Solid fuel ducted rocket with gel-oxidizer augmentation propulsion | |
CA1327454C (en) | Multiple propellant solid rocket motor | |
RU2158837C2 (en) | Reactive propellant cells | |
US10330446B2 (en) | Countermeasure flares | |
GB2266944A (en) | Flare arrangements | |
US3967558A (en) | Propellant grain support apparatus | |
US20150323296A1 (en) | Countermeasure Flares | |
JP2006226202A (en) | Two-step thrust rocket motor | |
US6684622B2 (en) | Rocket exhaust plume signature tailoring | |
US20230235716A1 (en) | Thrust panel | |
US20030019204A1 (en) | Propulsion system | |
RU2527903C1 (en) | Ignition of solid-propellant charge and solid-propellant rocket engine to this end | |
RU2005901C1 (en) | Pocket engine | |
US6494402B2 (en) | Lateral exhaust microthruster | |
KR101243151B1 (en) | Gas generator capable of precluding erosive burning | |
RU2079689C1 (en) | Solid-propellant rocket engine for guided projectile and solid propellant ignitor | |
US20230151779A1 (en) | Electrochemical rocket motor | |
RU2142570C1 (en) | Jet engine | |
RU2217618C1 (en) | Rocket for grenade launched by grenade launcher | |
Metsker et al. | Analysis of MHD Generators for use with solid rocket motors | |
RU2217691C1 (en) | Rocket on engine "рд2с" | |
RU2273758C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
RU2221984C2 (en) | Long-range directional-action mine |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20040529 |