Ракетно-прямоточный двигатель Советский патент 1993 года по МПК F02K7/18 

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к ракетно-прямоточным двигателям.

Целью предлагаемого изобретения является улучшение габаритно-массовых характеристик.

Указанная цель достигается тем, что в ракетно-прямоточном двигателе, содержащем размещенный в камере дожигания бессопловой стартовый ракетный двигатель с зарядом твердого топлива канального горения, заряд твердого топлива выполнен с соотношением длины канала к его диаметру более или равным 2,6; стартовый ракетный двигатель установлен в камере дожигания с кольцевым зазором; заряд твердого топлива выполнен многоканальным.

На чертеже изображен общий вид ра- кетно-прямоточного двигателя. Ракетно- прямоточный двигатель содержит корпус t, в котором размещен маршевый ракетный двигатель 2 и бессопловой стартовый ракетный двигатель 3 с зарядом твердого топлива 4, с каналами 5, размещенный в камере дожигания 6 с зазором, воздухозаборник 7 и сопло 8.

При этом отношение длины канала заряда к его диаметру выбрано равным или более 2,6 при этом соотношении в канале поддерживается давление не менее критического, а скорость истечения газов не менее скорости звука.

Работает ракетно-прямоточный двигатель следующим образом.

0

5

0

5

0

5

При запуске двигателя происходит воспламенение каналов 5, из которых истекают продукты сгорания и которые эжектируют через воздухозаборник 7 атмосферный воздух.

Продукты сгорания догорают в тракте сопла 8 и истекают в виде реактивных струй, обеспечивая необходимую стартовую тягу ракеты.

После полного выгорания заряда твердого топлива 4 стартового двигателя 3 запускается маршевый двигатель 2, продукты сгорания из которого догорают в камере дожигания 6 и через сопло 8 выбрасываются в атмосферу.

Формула изобретения

1. Ракетно-прямоточный двигатель, содержащий размещенный в камере дожигания бессопловый стартовый ракетный двигатель с зарядом твердого топлива канального горения, отличающийся тем, что, с целью улучшения габаритно-массовых характеристик, в нем заряд твердого топлива выполнен с соотношением длины канала к его диаметру более или равным 2,6.

2. Двигатель поп.1,отличающий- с я тем, что в нем стартовый ракетный двигатель установлен в камере дожигания с кольцевым зазором.

3. Двигатель по пп.1 и 2, отличающий с я тем, что в нем заряд твердого топлива выполнен многоканальным.

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к ракетно-прямоточным двигателям. Цель изобретения заключается в улучшении энергомассовых характеристик. Заряд твердого топлива 4 стартового ракетного двигателя 3 имеет канал 5 с сверхкритическим соотношением длины канала к его диаметру более или равным 2,6, 1 з.п. ф-лы, 1 ил.