RU 2274761 C2, 20.04.2006. US 3173249 A, 16.03.1965. АЛЕМАСОВ В.Е. и др. Теория ракетных двигателей. - М.: Машиностроение, 1969, с.15. GB 2411438 А, 31.08.2005. US 2987875 А, 13.06.1961. RU 1734442 С, 27.01.1995.
Имя заявителя:
АЭРОДЖЕТ-ДЖЕНЕРАЛ КОРПОРЕЙШН (US)
Изобретатели:
БУЛМЭН Мелвин Дж. (US) ЗИБЕНХААР Адам (US)
Патентообладатели:
АЭРОДЖЕТ-ДЖЕНЕРАЛ КОРПОРЕЙШН (US)
Приоритетные данные:
10.11.2006 US 60/858,032 08.11.2007 US 11/983,244
Реферат
Двигательная установка ракеты включает жидкий окислитель и твердое горючее в отдельных отсеках, основное сопло, камеру дожигания, инжекторы жидкого окислителя и воздухозаборник, подающий воздух в камеру дожигания. Основное сопло расположено ниже по потоку от отсека с твердым горючим и получает богатый горючим выхлопной газ от сгорания жидкого окислителя и твердого топлива. Камера дожигания расположена ниже по потоку от основного сопла и имеет внутреннюю часть, покрытую богатым окислителем ракетным топливом. Инжектор жидкого окислителя, расположенный выше по потоку, содержит первый клапан, подающий жидкий окислитель в расположенный выше по потоку конец твердого горючего. Инжектор жидкого окислителя, расположенный ниже по потоку, содержит второй клапан, действующий независимо от первого клапана и подающий жидкий окислитель перед основным соплом. При работе указанной выше двигательной установки вводят во взаимодействие богатые горючим продукты горения жидкого окислителя и твердого горючего с богатым окислителем твердым ракетным топливом для разгона в камере дожигания, создания тяги и обеспечения поступательного движения в качестве гибридного ракетного двигателя. Изобретения позволяют повысить безопасность двигательной установки ракеты. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 15 ил.
Поиск патентов
Получить полное описание патента