РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ Российский патент 1994 года по МПК F02K9/08 

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к проблемам исследования межпланетного космического пространства.

1. Известен ракетный двигатель твердого топлива, содержащий камеру сгорания с зарядом топлива, сопло.

Известен также ракетный двигатель содержащий упругие элементы, составляющие жесткость конструкции, плоскости которых расположены перпендикулярно оси, между которыми расположены порции заряда, создающие открытый ступенчатый очаг горения.

Целью изобретения является увеличение тяги и использование для него зарядов неконтролируемого действия. Это достигается тем, что ракетный двигатель, содержащий упругие элементы, создающий жесткие конструкции, плоскости которых расположены перпендикулярно оси, между которыми располагаются порции заряда, создающие открытый ступенчатый очаг горения, каждая ступень дополнительно начинена термоядерным (ядерным) зарядом, где химический (термохимический) заряд используется, кроме получения небольшой тяги, для отвода заряда термоядерного на безопасное расстояние, упругие элементы, создающие жесткость конструкции для тягового испарения и защиты следующих ступеней.

На чертеже показан предлагаемый двигатель.

Двигатель содержит упругие элементы 1 ступеней, химический заряд 2 ступеней, термоядерный заряд 3 каждой ступени, дальномерный взрыватель 4, защитную оболочку 5, полезный груз 6.

Двигатель состоит из упругих элементов 1 выполненных, например, из армированных железобетонных плит, в которые "замурованы" термоядерные "начинки" 3 с дальномерными взрывателями 4 в прочной оболочке 5, между элементами 1 располагаются порции химического заряда 2.

Ракетный двигатель работает следующим образом.

После взрыва химического заряда 2 первой ступени первая ступень отходит на безопасное расстояние Б. Дальномерный взрыватель 4 автоматически включает детонатор термоядерного заряда 3, ступень 1 первой ступени полностью испаряется от термоядерного взрыва, создает высокое давление и температуру между первой и второй ступенями, часть второй ступени испаряется на глубину И (автоматическая включаемость второй ступени 1 осуществима, например, термоядерным облучением химического заряда 2 второй ступени). Таким образом циклы повторяются на следующих ступенях двигателя. (56) Шишков А. А. Газодинамика пороховых ракетных двигателей. М. : М-ние, 1974, с. 5, рис. 1
Патент США, кл. 60-250, N 3889462, 1975.

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к проблемам исследования межпланетного космического пространства. Ци заключается в увеличении тяги двигателя. Ракетный двигатель содержит порции химического заряда 2, расположенные между упругими элементами ступеней 1, в которых размещены порции термоядерного топлива 3. После взрыва химического заряда 2 первая ступень 1 отходит на безопасное расстояние. Дальномерный взрыватель 4 автоматически включает детонатор термоядерного топлива 3, упругие элементы ступеней 1 полностью испаряются от термоядерного взрыва, создают высокое давление и температуру между ступенями. Циклы повторяются на следующих ступенях. 1 ил.

РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ, содержащий упругие элементы, установленные перпендикулярно оси двигателя, порции заряда, расположенные между упругими элементами, отличающийся тем, что в нем внутри упругих элементов размещены порции термоядерного топлива.