РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ БАЙСИЕВА Х.-М.Х. Советский патент 1995 года по МПК F02K9/08 

Изобретение относится к ракетной технике и может быть применено в снарядах различного назначения.

Цель изобретения повышение эффективности двигателя путем исключения его прецессии.

На чертеже представлен общий вид ракетного двигателя.

Ракетный двигатель содержит корпус 1, камеру сгорания 2 с твердотопливным зарядом 3. У основания 4 корпуса 1 размещен сопловой блок 5, который прикреплен к основанию 4 с помощью подшипников 6 и 7, а также упорного кольца 8, что обеспечивает свободное проворачивание соплового блока 5 вокруг продольной оси. Кольцевой зазор 9, образованный между основанием 4 корпуса и сопловым блоком 5, на выходе имеет профиль сверхзвукового сопла 10. Блок 5 имеет приводные лопасти 11, размещенные в сопле 10. Основание 4 ракетного двигателя снабжено торцевой контактной крышкой 12, по оси которой размещен электрозапал 13, конец которого пропущен через основание соплового блока 14 в полость камеры сгорания 2. Корпус 1 содержит также у основания 4 стабилизаторы 15.

Ракетный двигатель работает следующим образом.

При запуске двигателя включается электрозапал 13, от которого воспламеняется топливный заряд 3. При этом под действием сжатых газов в камере сгорания 2 отстреливается торцевая контактная крышка 12. При этом через сопловой блок 5 начинают истекать газы, обеспечивая при этом необходимую тягу двигателю. Одновременно газы через канал 9 поступают в сопло 10, где, расширяясь и приобретая необходимую скорость, истекают наружу, обеспечивая дополнительную тягу двигателю. При этом приводные лопасти 11 под воздействием газов, истекающих через сверхзвуковое сопло 10, вращают сопловой блок 5 вокруг продольной оси, что обеспечивает вращение вокруг продольной оси эксцентриситета силы тяги. В результате направление действия результирующей дестабилизирующей силы на торец двигателя в поперечном направлении меняется с большой частотой, что исключает его влияние на режим движения снаряда и повышает его эффективность. Одновременно обеспечивается необходимая устойчивость снаряда в полете, так как последний также вращается в полете вокруг продольной оси вследствие обдувания скошенных стабилизаторов 15 встречным воздушным потоком.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть применено в снарядах различного назначения. Цель изобретения повышение эффективности двигателя путем исключения его процессии. Это достигается установкой соплового блока к основанию корпуса с возможностью свободного вращения вокруг продольной оси. При этом кольцевой зазор, образованный между сопловым блоком и корпусом двигателя, выполнен в виде сверхзвукового сопла, а сам сопловой блок снабжен приводными лопастями, размещенными в этом зазоре. 1 ил.

Ракетный двигатель, содержащий корпус, камеру сгорания с твердотопливным зарядом, сопловой блок и стабилизаторы, отличающийся тем, что, с целью повышения эффективности двигателя путем исключения его прецессии, сопловой блок установлен в камере сгорания с кольцевым зазором и возможностью вращения вокруг продольной оси, при этом кольцевой зазор выполнен в виде сверхзвукового сопла и газодинамически связан с камерой сгорания, а сопловой блок снабжен приводными лопастями, размещенными в сверхзвуковом сопле.