Ракетный летательный аппарат (его варианты) и ракетный двигатель - RU2094333C1

Чертежи

Показать все 14 чертежа(ей)

Описание

Изобретение относятся к ракетно-космической технике и может быть использовано в конструкциях ракетных летательных аппаратов и ракетных двигателей.

Известно, что эффективность ракетных летательных аппаратов при фиксированной начальной массе и характеристической скорости в основном определяется удельным импульсом двигателя, зависящим от используемых компонентов топлива, характером процессов в камере сгорания и геометрии сопла двигателя. Единственным способом увеличения удельного импульса приведенных аппаратов при сохранении габаритных размеров корпуса, его внутренней компоновки и используемых компонентов топлива является увеличение степени расширения сопла, однако при этом увеличивается продольный габаритный размер всего ракетного аппарата, что делает невозможным использование ракетного аппарата в составе многоступенчатых транспортных аппаратов.

Известно устройство ракетного летательного аппарата второй ступени ракеты МХ (Ракетная и космическая техника ГОНТИ-1. N 51, 1980, с.9-13), которое содержит корпус и ракетный двигатель, включающий камеру сгорания со сверхзвуковым осесимметричным соплом. Ракетный летательный аппарат дополнительно снабжен сопловым насадком. Корпус ракетного аппарата выполнен в виде оболочки, внутри которой размещен запас рабочего тела, полезная нагрузка, и необходимая аппаратура. В сложенном положении сопловый насадок размещен снаружи сопла. Перед запуском двигателя насадок перемещается в рабочее положение, при котором он устанавливается последовательно по отношению к соплу. При этом срез реактивного сопла совмещается с одним из торцов насадка, так что сопло и насадок образуют общую сверхзвуковую часть сопла заданного геометрического профиля. Сверхзвуковая часть сопла увеличивается, сохраняя заданный профиль по всей длине сопла и насадка. За счет увеличения геометрической степени расширения тяга и удельный импульс увеличиваются на 2 - 4%), что ведет к повышению эффективности ракетного летательного аппарата.

Однако это не является достаточным для решения ряда задач ракетными аппаратами, например, для доставки полезной нагрузки большой массы на геостационарную орбиту при применении в ракетном аппарате традиционных для ракетной космической техники компонентов топлива, таких как несимметричный диметилгидразин и азотный тетраксид и использовании ракет-носителей средней грузоподъемности типа "Дельта", "Союз", "Восток". Кроме того, применение сопловых насадков требует наличия в составе ракетного аппарата сложных и массивных механизмов для перевода насадка в рабочее положение, обеспечивающих также решение задачи передачи силовых нагрузок от истекающей струи к корпусу аппарата, решения вопросов поддержания стабильности геометрии профиля насадка по всей длине, тепловой защиты насадка. Это снижает эффективность ракетного летательного аппарата.

Известно устройство ракетного двигателя (Космонавтика. Энциклопедия. М. Советская энциклопедия, 1985, с.368), которое содержит камеру сгорания и осесимметричное сверхзвуковое сопло. Ракетный двигатель дополнительно содержит выдвижной насадок.

В сложенном положении выдвижной насадок размещен снаружи сверхзвукового сопла. Перед запуском двигателя сопловый насадок переводится в рабочее положение, при котором он устанавливается последовательно по отношению к сверхзвуковому соплу. При этом срез сопла двигателя совмещается с одним из торцов насадка, так, что сопло образует общую сверхзвуковую часть сопла заданного геометрического профиля. Сверхзвуковая часть сопла увеличивается, сохраняется заданный профиль по всей длине сопла и насадка. За счет увеличения выходного сечения увеличивается тяга ракетного двигателя, а следовательно, и удельный импульс. Увеличение тяги двигателя составляет 2 4%
Недостатки известного двигателя, в основном, те же, что и у известного ракетного летательного аппарата.

Наиболее близким аналогом изобретения является ракетный летательный аппарат, содержащий корпус, ракетный двигатель с камерой сгорания и осесимметричным сверхзвуковым соплом, а также установленный на корпусе снаружи двигателя кожух, при этом кромка среза сопла размещена внутри кожуха с зазором относительно внутренней поверхности кожуха (патент US, N 48968484, B 64 G 1/40, 30.01.90).

Наиболее близким аналогом служит также ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания с осесимметричным сверхзвуковым соплом, а также установленный снаружи его кожух, при этом кромка среза сопла размещена внутри кожуха с зазором относительно внутренней поверхности кожуха (указанный патент США).

Недостатками известных ракетного летательного аппарата и ракетного двигателя являются недостаточно высокие тяга и удельный импульс, которые могут быть достигнуты в условиях массо-габаритных ограничений на летательный аппарат и при минимальной массе конструкции двигателя.

Техническим результатом изобретения, в части летательного аппарата, является повышение эффективности аппарата за счет увеличения тяги и удельного импульса его двигательной установки в условиях массо-габаритных ограничений на ракетный аппарат.

Техническим результатом предлагаемого ракетного двигателя является повышение удельного импульса ракетного двигателя при минимальной массе его конструкции.

Технический результат достигается предложенными вариантами ракетного аппарата принципиально одним и тем же путем.

Согласно первому варианту, аппарат снабжен установленным на корпусе аппарата кожухом, включающим герметично соединенные друг с другом газонепроницаемые дно и боковую стенку, при этом ракетный двигатель установлен таким образом, что кромка среза сопла размещена на расстоянии от открытого торца кожуха, не меньшем, чем полуразность диаметров среза сопла и торца. При этом дно кожуха может быть образовано оболочкой корпуса аппарата.

Кроме того, корпус может быть выполнен торообразным, при этом двигатель размещен в его осевом проеме, а оболочка корпуса соединена с дном и боковой стенкой кожуха. Кожух может быть образован также элементами конструкции корпуса.

Согласно второму варианту, в указанном ракетном летательно аппарате газонепроницаемый кожух герметично соединен с камерой сгорания и расположен относительно двигателя геометрически так, как указано выше.

В обоих вариантах ракетного аппарата, как правило, кожух выполнен осесимметричным и установлен соосно соплу ракетного двигателя.

В обоих вариантах выполнения ракетного аппарата боковая стенка кожуха может быть выполнена с возможностью изменения ее длины. При этом боковая стенка кожуха выполнена из эластичного материала с возможностью складывания или свертывания вдоль продольной оси. Боковая стенка кожуха может быть также выполнена в форме усеченного конуса, большее основание которой соединено с дном.

Технический результат достигается в предлагаемом двигателе тем, что в нем выполнен кожух содержащим газонепроницаемые дно и боковую стенку, герметично соединен с камерой сгорания и установлен так, что расстояние между срезом сопла и открытым торцем кожуха выбрано не меньшим, чем полуразность диаметров среза сопла и торца.

Как правило, кожух выполнен осесимметричным и установлен вдоль оси ракетного двигателя.

Боковая стенка кожуха может быть выполнена в виде цилиндра или в виде усеченного конуса.

При выполнении боковой стенки кожуха в виде усеченного конуса большее основание усеченного конуса может быть расположено со стороны камеры сгорания.

Кожух может быть установлен также на камере сгорания, его дно образовано стенкой камеры сгорания.

Боковая стенка кожуха может быть выполнена с возможностью изменения ее длины. В этом случае боковая стенка кожуха выполнена из эластичного материала с возможностью складывания или свертывания вдоль продольной оси.

При наличии в составе ракетного летательного аппарата или ракетного двигателя кожуха, содержащего газонепроницаемые дно и боковую стенку, внутри которого помещен срез сверхзвукового сопла, периферийные линии тока свободно расширяющегося газа, истекающего из сопла, ограничиваются боковой стенкой кожуха. При этом во внутренней полости кожуха происходит накопление небольшой массы газа. Конфигурация струи истекающего из сопла газа соответствует определенному давлению во внутреннем пространстве кожуха, возникающего за счет отражения боковой стенкой кожуха периферийных струй газа, вытекающих из сопла. Это давление газа во внутренней полости кожуха воздействует на дно и боковую стенку кожуха. Проекция равнодействующей этого давления на продольную ось ракетного аппарата, вследствие превышения площади открытого торца кожуха площади среза сопла, определяет дополнительную составляющую тяги ракетного двигателя.

Это определяет повышение удельного импульса ракетного двигателя. При этом повышается и эффективность ракетного удельного аппарата, что обуславливается как повышением удельного импульса ракетного двигателя, так и небольшой массой конструктивных элементов, необходимых для получения этого эффекта.

Наибольшее повышение эффективности ракетного аппарата достигается при включении в конструкцию кожуха элементов корпуса ракетного аппарата. Герметичное соединение боковой стенки кожуха с корпусом ракетного летательного аппарата, не нарушая газоизолированности внутренней полости кожуха, обеспечивает непосредственную передачу равнодействующей сил давления на внутреннюю поверхность боковой стенки кожуха на корпус ракетного летательного аппарата. Кроме того, за счет отсутствия силовых элементов, соединяющих кожух и корпус, повышается эффективность ракетного аппарата. Этот эффект значительно усиливается, если дно кожуха образовано непосредственно оболочкой корпуса ракетного аппарата, в качестве которой может быть использована герметичная стенка топливного бака или приборного отсека, которые размещены в донной части корпуса ракетного аппарата и образуют газонепроницаемую поперечную перегородку.

В случае выполнения корпуса торообразной формы с размещением сопла и камеры сгорания в осевом проеме тора целесообразно боковую стенку кожуха герметично соединить с данной частью корпуса, крышку кожуха разместить в проеме тора над камерой сгорания, герметично соединив ее с корпусом ракетного аппарата. При этом при минимальной массе конструкции и минимальных габаритах блока за счет превышения удельного импульса повышается эффективность ракетного аппарата.

Выполнение кожуха осесимметричным и установка его соосно ракетному двигателю обеспечивает минимальные возмущающие моменты относительно центра масс аппарата от дополнительной составляющей тяги, что делает устройство аппарата более простым и экономит массу топлива на стабилизацию аппарата во время работы двигателя.

Обеспечение эффекта накопления газа во внутренней полости кожуха во многих случаях достигается при расположении открытого торца кожуха от среза сопла на расстоянии не меньшем, чем полуразность размеров среза сопла и открытого торца кожуха. В случае расположения открытого торца кожуха на меньшем расстоянии от среза сопла двигателя во многих случаях не обеспечивается эффективное накопление газа во внутренней полости кожуха.

При выполнении боковой стенки кожуха в виде цилиндра проекция равнодействующей сил внутреннего давления кожуха в продольном направлении, воздействующей сил внутреннего давления кожуха в продольном направлении, воздействующей на боковую стенку кожуха, равна нулю, т.е. боковая стенка кожуха разгружена в продольном направлении. При этом значительно снижаются требования по прочности боковой стенки, снижается его масса и повышается как эффективность ракетного летательного аппарата, так и минимизируется масса ракетного двигателя, снабженного кожухом.

Выполнение боковой стенки кожуха в виде усеченного конуса, большее основание которого расположено со стороны камеры сгорания, обеспечивает устойчивость формы кожуха под действием небольшого избыточного давления во внутренней полости кожуха. Это наиболее целесообразно использовать при выполнении боковой стенки кожуха из эластичных неметаллических материалов.

Повышение эффективности ракетного двигателя за счет использования кожуха окружающего сопла принципиально возможно и в случае применения кожуха иных, отличных от формы оболочки вращения, форм, например при выполнении кожуха в виде призмы.

Соединение боковой стенки кожуха с камерой сгорания двигателя и образование дна кожуха стенкой корпуса камеры сгорания наиболее эффективно использовать для ракетных двигателей малой тяги и для ракетных двигателей твердого топлива. При этом снижается масса двигателя и уменьшаются его габариты.

На фиг. 1 3 показаны схемы первого варианта ракетного летательного аппарата с кожухами различных модификаций; на фиг. 4 компоновочная схема ракетного летательного аппарата по первому варианту с кожухом, дно которого образовано оболочкой корпуса; на фиг. 5 и 6 компоновочная схема первого варианта ракетного летательного аппарата с торообразным корпусом и раскладываемым кожухом из эластичного материала; на фиг. 7 9 компоновочные схемы второго варианта ракетного летательного аппарата с кожухами различных конфигураций; на фиг. 10 и 11 схема геометрического расположения кромки среза ракетного двигателя в кожухе; на фиг. 12 14 схемы ракетного двигателя с кожухами различных конфигураций; на фиг. 15 компоновочная схема ракетного двигателя с кожухом, установленным на камере сгорания, и дном, образованным стенкой камеры сгорания.

Ракетный летательный аппарат, в первом варианте, содержит корпус 1 и ракетный двигатель с осесимметричным сверхзвуковым соплом 2, связанным с камерой сгорания 3. Внутри корпуса размещены емкости с топливом и необходимая аппаратура. Сопло с камерой сгорания крепится к корпусу с помощью силовых элементов (не показаны). Не показаны также и трубопроводы, связывающие топливные емкости с камерой сгорания. Ракетный аппарат снабжен кожухом 4, содержащим боковую стенку 5 и дно 6. Кожух установлен на корпусе аппарата снаружи двигателя и может быть закреплен на корпусе с помощью переходной фермы 7. Дно и боковые стенки выполнены газонепроницаемыми. Газонепроницаемость может быть достигнута за счет выполнения стенок и дна из металла, например из алюминиевого сплава.

Один торец боковой стенки кожуха герметично соединен с дном, а другой торец 8 выполнен открытым. Герметичное соединение дна и боковой стенки может быть осуществлено традиционным для космической техники приемами.

Герметичный стык трубопроводов, обеспечивающих питание двигателя, размещенного внутри кожуха, со стенками кожуха может быть выполнен традиционными для космической техники средствами.

Площадь отрытого торца 8 кожуха выбрана большей, чем площадь среза 9 сопла ракетного двигателя. Ракетный двигатель установлен внутри кожуха так, что кромка среза сопла размещена внутри кожуха с зазором относительно внутренней поверхности стенки кожуха.

Кожух ракетного аппарата может быть выполнен в форме цилиндра (фиг. 1), в форме усеченного конуса (фиг. 2 и 3).

Приведенные на фиг. 1 3 схемы ракетных летательных аппаратов с кожухом предусматривают изолированное размещение кожуха по отношению к корпусу в компоновочной схеме ракетного аппарата. При этом кожух соединен с корпусом с помощью переходных элементов, например фермы, как показано на фиг. 1 3.

В целом ряде случаев предпочтительнее соединять кожух непосредственно с корпусом ракетного летательного аппарата без использования дополнительных силовых элементов.

При использовании в составе ракетного аппарата корпуса, содержащего в донной части газонепроницаемую поперечную оболочку, целесообразно дно кожуха непосредственно включить в состав оболочки корпуса ракетного аппарата. Пример такого компоновочного решения ракетного аппарата показан на фиг. 4.

Корпус ракетного аппарата (фиг. 4) выполнен из цилиндрической оболочки со сферическим днищем в донной части 10. Внутри корпуса размещен запас рабочего тела двигателя. Последовательно по отношению к корпусу установлено сопло, соединенное с камерой сгорания, размещенной внутри корпуса. Боковая стенка кожуха герметично соединена с оболочкой корпуса аппарата, а дно кожуха образовано газонепроницаемой оболочкой донной части корпуса. Стык оболочки донной части корпуса, выполняющей роль дна кожуха, с соплом двигателя при этом также необходимо выполнять герметичным.

Боковые стенки кожуха могут быть выполнены с возможностью изменения ее длины (раскладывания, свертывания, раздвигания). Конструкция кожуха такого типа может быть выполнена аналогично конструкции сопловых насадков ракетных двигателях изменяемой длины.

В качестве примера реализации ракетного летательного аппарата по первому варианту рассмотрим устройство с торообразным корпусом (фиг. 5 и 6). Корпус этого ракетного аппарата выполнен в виде связки сферических емкостей 11 и 12, в четырех (поз. 11) из которых размещен рабочий запас топлива, а в двух других (поз. 12) необходимая аппаратура. Связка сферических емкостей имеет торообразную форму, центральная ось 13 которого совмещена с продольной осью ракетного аппарата. В центральном проеме торообразной формы размещено сопло с камерой сгорания. К донной части корпуса прикреплены промежуточная коническая оболочка 14 и шпангоут 15, на котором закреплена боковая стенка кожуха. Боковая стенка кожуха выполнена с возможностью изменения длины, что может быть достигнуто, например, использованием комбинации полиэмидной пленки (внешний слой) и аримидной ткани (внутренний слой). В сложенном состоянии (поз. 16) эластичная оболочка боковой стенки кожуха сложена у донной части оболочки корпуса ракетного аппарата. Боковая стенка кожуха снабжена механизмом развертывания 17 и подкрепляющими кольцевыми элементами 18. Боковая стенка кожуха в развернутом виде имеет форму усеченного конуса. Большее основание обращено к донной части корпуса ракетного аппарата и скреплено с ней через шпангоут и промежуточную оболочку. Верхняя часть проема закрыта дном кожуха. Дно герметично соединено с оболочкой корпуса.

Таким образом, кожух с открытым торцем образован боковой стенкой, дном и частично оболочкой корпуса ракетного аппарата, а именно ее донной частью и внутренней боковой поверхностью.

Ракетный летательный аппарат, во втором варианте, содержит корпус 1 и ракетный двигатель с осесимметричным сверхзвуковым соплом 2, связанным с камерой сгорания 3. Внутри корпуса размещены емкости с топливом и необходимая аппаратура. Сопло с камерой сгорания крепится к корпусу с помощью силовых элементов, которые могут быть выполнены в виде ферменной конструкции 7. Не показаны трубопроводы, связывающие топливные емкости с камерой сгорания, и элементы пневмогидравлической схемы, располагаемые на двигателе. Ракетный двигатель снабжен кожухом 4, содержащим боковую стенку 5 и дно 6. Кожух установлен на ракетном двигателе снаружи двигателя и может быть закреплен на нем на выходной части сопла, как показано на фиг. 7 9. Возможно и иное крепление кожуха на ракетном двигателе. Дно и боковые стенки выполнены газонепроницаемыми. Требованиям к материалам и характеру соединения элементов кожуха аналогичны приведенным в описании устройства первого варианта.

Площадь открытого торца кожуха 8 выбрана большей, чем площадь среза сопла 9 ракетного двигателя. Ракетный двигатель установлен внутри кожуха так, что кромка среза сопла размещена внутри кожуха с зазором относительно внутренней поверхности стенки кожуха.

Кожух ракетного аппарата может быть выполнен в форме цилиндра (фиг. 7), в форме усеченного конуса (фиг. 8 и 9).

На приведенных фиг. 1 9 представлено выполнение кожуха в виде осесимметричной оболочки, установленной соосно соплу ракетного двигателя.

Кожух на ракетном аппарате и кожух на ракетном двигателе целесообразно размещать относительно среза сопла так, чтобы расстояние между срезом сопла и открытым торцем кожуха было не меньшим, чем полуразность диаметров среза сопла и торца
L ≥ 0,5 x (D d),
где L расстояние от среза сопла до открытого торца кожуха;
D-диаметр открытого торца кожуха;
d диаметр среза сопла ракетного двигателя.

Ракетный двигатель согласно изобретению содержит камеру сгорания 3 с осесимметричным сверхзвуковым соплом 2 (фиг. 12 14). Ракетный двигатель снабжен установленным на нем кожухом 4. На фиг. 12 14 показана установка кожуха на сопле двигателя. Возможно и иное закрепление кожуха на ракетном двигателе, например на силовой конструкции, предназначенной для крепления ракетного двигателя на корпусе аппарата. Кожух содержит герметично соединенные друг с другом газонепроницаемые дно 6 и боковую стенку 5, при этом площадь открытого торца 8 кожуха больше площади среза 9 сопла. Кожух установлен таким образом, что кромка среза сопла размещена внутри кожуха с зазором относительно внутренней поверхности стенки кожуха.

Расстояние между срезом сопла и открытым торцем кожуха целесообразно выбирать не меньшим, чем полуразность диаметров среза сопла и торца.

Как показано на фиг. 12 15, кожух может быть выполнен осесимметричным и установлен вдоль оси ракетного двигателя. Возможными видами осесимметричной формы кожуха могут быть цилиндр и усеченный конус. В случае выполнения боковой стенки кожуха в виде усеченного конуса в ряде случаев удобно располагать большее основание конуса со стороны камеры сгорания.

На фиг. 15 показан вариант ракетного двигателя, отличающийся тем, что кожух установлен на камере сгорания, а его дно образовано стенкой камеры сгорания.

Боковая стенка кожуха может быть выполнена с возможностью изменения ее длины. Принципиальные конструкции схемы выполнения такой боковой стенки указаны в части описания первого варианта ракетного летательного аппарата.

Боковая стенка кожуха может быть выполнена из эластичного материала с возможностью складывания или свертывания вдоль продольной оси. Возможные материалы для этой стенки указаны в описании первого варианта ракетного летательного аппарата.

Предлагаемый первый вариант ракетного летательного аппарата работает следующим образом.

В случае использования в составе ракетного аппарата с боковой стенкой, допускающей возможность изменения длины, на этапах работы предыдущих ступеней ракетных блоков боковая стенка кожуха находится в транспортном (свернутом) положении. Перед началом работы двигателя ракетного аппарата с помощью механизма развертывания производится раскладывание ее из сложенного положения в рабочее развернутое положение.

В процессе работы топливо, находящееся в емкостях корпуса, подается в камеру сгорания. Газовый поток, разгоняясь в реактивном сопле до сверхзвуковых скоростей, истекает через срез сопла во внутреннюю полость кожуха. Основная центральная часть струи газового потока истекает через открытый торец кожуха без препятствий, а периферийные потоки тормозятся и создают во внутренней полости кожуха небольшое избыточное давление. За счет превышения размеров открытого торца по сравнению с размером среза сопла создается дополнительная составляющая тяги и удельной тяги двигателя (фиг. 11). Дополнительное тяговое усилие от кожуха передается непосредственно на корпус ракетного летательного аппарата.

Анализ теплового состояния кожуха показывает, что температура на его боковой поверхности составляет не более 450^oC при использовании в составе ракетного аппарата с двигателем среднего уровня тяги (порядка 20000 Н и использования традиционного для космической техники топлива азотного тетраксида и несимметричного диметилгидразина.

Работа предлагаемого второго варианта ракетного летательного аппарата и ракетного двигателя принципиально не отличается от описанного выше порядка работы первого варианта ракетного аппарата.

Исключение составляет лишь то, что во втором варианте аппарата и ракетном двигателе дополнительное тяговое усилие от кожуха передается сначала на двигатель, а от двигателя к корпусу ракетного аппарата.

Приведем некоторые оценки эффективности первого варианта ракетного летательного аппарата.

Масса полезной нагрузки ракетного аппарата начальной массой 8500 кг с двигателем тягой 20000 Н при использовании в качестве компонентов топлива азотного тетраксида и несимметричного диметилгидразина, имеющего удельную тягу порядка 3250 Н•с/кг, составляет приблизительно 2300 кг при характеристической скорости 3000 м/с.

Масса кожуха при выполнении боковой стенки свертываемой из эластичного материала, может составить при диаметре открытого торца кожуха 2,9 м, расстоянии от среза сопла ракетного двигателя диаметром 0,4 0,5 м до открытого торца кожуха 4,5 м не более 50 60 кг, что обуславливает дополнительное увеличение тяги двигателя на 1500 Н, а удельного импульса до 3550 Н•с/кг, что больше на 200 кг массы полезного груза ракетного аппарата без кожуха.

Наиболее целесообразно использование первого варианта ракетного летательного аппарата в компоновочных схемах верхних ступеней ракет- носителей, разгонных блоков и космических летательных аппаратов с ракетными двигателями тягой 5000 Н и выше.

При использовании кожуха в составе ракетного двигателя тягой 50 100 Н, работающего на продуктах разложения гидразина, тяга двигателя может быть повышена на 5 10%
Второй вариант ракетного летательного аппарата наиболее целесообразно использовать в космических аппаратах, снабженных ракетными двигателями малого и среднего уровня тяги (до 3000 5000 Н), что характерно, например, для ракетных летательных аппаратов, предназначенных для перевода полезных грузов на геостационарную орбиту с помощью включения двигательной установки в апогее орбиты.

Реферат

Использование: в ракетно-космической технике, в конструкциях ракетных летательных аппаратов (РЛА) и ракетных двигателей (РД). Сущность изобретения: в первом варианте РЛА содержит корпус и РД с камерой сгорания и осесимметричным сверхзвуковым соплом, при этом РЛА снабжен установленным на его корпусе, снаружи двигателя, кожухом, включающим герметично соединенные друг с другом газонепроницаемые дно и боковую стенку; площадь открытого торца кожуха больше площади среза сопла, а РД установлен таким образом, что кромка среза сопла размещена внутри кожуха с зазором относительно внутренней поверхности стенки кожуха и отстоит от открытого торца кожуха не менее, чем на полуразность диаметров среза сопла и торца. Во втором варианте РЛА кожух закреплен на элементах РД. Целесообразно включать в конструкцию кожуха элементы корпуса РЛА, а боковую стенку кожуха выполнять из эластичного материала, допускающего возможность складывания или свертывания. Изобретение позволяет повысить эффективность РЛА путем увеличения тяги и удельного импульса РД и снижения массы конструктивных элементов. 3 с.п 17 з.п. ф-лы, 15 ил.

Формула