Циркон

muxel>> Это калибр женских часов 30, мужские от 40 начинаются

ЛОКОТЬ равнялся длине руки от пальцев до локтя (по другим данным - "расстояние по прямой от локтевого сгиба до конца вытянутого среднего пальца руки"). Величина этой древнейшей меры длины, по разным источникам, составляла от 38 до 47 см.

 

paralay> Очень верно подмечено

РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА

Ракетный двигатель твердого топлива содержит камеру сгорания с сопловым блоком и размещённый в камере сгорания заряд твердого топлива. Корпус камеры сгорания выполнен коническим, с цилиндрическим участком со стороны соплового блока и переходным коническим участком у переднего дна, сопряжённым радиусом с основным коническим участком корпуса. Заряд твердого топлива скреплен со стенками камеры сгорания. В передней части заряда твёрдого топлива выполнена цилиндроконическая полость, заканчивающаяся цилиндрической горловиной с площадью поперечного сечения, меньшей суммарной площади критического сечения соплового блока. После горловины внутренняя поверхность канала заряда выполнена конической, с расширением в направлении заднего торца. У заднего торца в канале заряда выполнен раструб, заканчивающийся цилиндрическим участком с диаметром, превышающим диаметр критического сечения соплового блока. Изобретение позволит снизить пыледымовые помехи при работе ракетного двигателя твёрдого топлива и повысить энергетические характеристики двигателя. 1 з.п. ф-лы, 3 ил. //  patenton.ru

 

Таким образом, задачей предлагаемого изобретения является снижение оптических помех при работе ракетного двигателя твердого топлива за счет уменьшения геометрических размеров (радиуса) дымового шлейфа, уменьшение демаскирующих факторов (пыледымового облака) при запуске снаряда и снятие ограничений по применяемым материалам теплозащитных покрытий, воспламенителю и топливу.

Поставленная задача достигается тем, что в ракетном двигателе твердого топлива, содержащем камеру сгорания с сопловым блоком и размещенным в ней зарядом твердого топлива, в отличие от прототипа, корпус камеры сгорания выполнен коническим, с цилиндрическим участком со стороны соплового блока и переходным коническим участком у переднего дна, который сопряжен радиусом с основным коническим участком корпуса, заряд твердого топлива скреплен со стенками камеры сгорания, в его передней части выполнена цилиндроконическая полость, заканчивающаяся цилиндрической горловиной с площадью поперечного сечения, меньшей суммарной площади критического сечения соплового блока, после горловины внутренняя поверхность канала заряда выполнена конической, с расширением в направлении заднего торца, при этом у заднего торца в канале заряда выполнен раструб, заканчивающийся цилиндрическим участком с диаметром, превышающим диаметр критического сечения соплового блока. Стенка камеры сгорания имеет с максимальную толщину в передней ее части, по длине основного конического участка толщина уменьшается до цилиндрического участка, сопряженного с соплом, на котором опять увеличивается, не превышая при этом толщины в передней части камеры сгорания.

Совокупность конструктивных элементов, их взаимное расположение и наличие оптимальных соотношений геометрических размеров позволяет:

- обеспечить значение коэффициента объемного заполнения камеры сгорания двигателя не менее 85%;

- обеспечить минимальный начальный объем и минимальную начальную поверхность горения заряда, обеспечивающие устойчивое горение топлива и необходимый для обеспечения заданного профиля скорости ракеты начальный уровень тяги, и тем самым снизить потребную массу воспламенительного состава и уменьшить первичный дымовой выхлоп от воспламенителя;

- за счет того что двигатель благодаря подбору соотношения геометрических размеров камеры сгорания и заряда в течение 0,3-0,5 полного времени работы от момента его включения работает с увеличением в ~2,5-3,0 раза расхода продуктов сгорания топлива за счет увеличения поверхности горения скрепленного со стенками камеры сгорания заряда, уменьшить пылеобразование в районе пусковой установки, а также уменьшить на ~30-50% радиус дымового шлейфа на начальном участке на протяжении всего времени полета ракеты;

- за счет того что в течение 0,3-0,5 времени работы двигателя воздействию продуктов сгорания топлива подвергаются только конструктивные элементы узла воспламенения, соплового блока и не более 10% площади внутренней поверхности камеры сгорания в районе переднего и заднего днищ, уменьшить дымообразование двигателя и снять ряд ограничений по применяемым материалам и мощности дымообразования топлива;

- за счет того что после 0,3-0,5 времени работы двигателя за счет геометрической формы камеры сгорания и канала заряда обеспечивается постоянство поверхности горения заряда и расхода двигателя при увеличении площади внутренней поверхности камеры сгорания, подверженной воздействию газов, не более чем на 20%, обеспечить получение высокого полного импульса тяги двигателя и максимальной скорости снаряда при малом весе конструкции, так как нет необходимости в теплозащитном покрытии большой длины и толщины;

- за счет того что стенка камеры сгорания выполнена переменной толщины по длине, обеспечить минимальную массу двигателя и обеспечить тем самым высокие удельные характеристики двигателя, а также повысить устойчивость двигателя при отделении от снаряда за счет смещения вперед центра масс камеры сгорания;

- благодаря тому что конический корпус двигателя имеет уменьшенное по сравнению с цилиндрическим значение коэффициента аэродинамического сопротивления Сх - повысить конечную скорость снаряда.

Сущность изобретения поясняется фиг.1, на которой представлена конструкция ракетного двигателя

 

00000001.png @ patenton.ru [кеш]

2273758-s2.gif @ bd.patent.su [кеш]

Snake> paralay>> Очень верно подмечено

Итак, в мире существует всего один уникальный тип ПКР. Ключевая внешняя особенность этих ракет — отделяемая в полете крышка воздухозаборника с соплами реактивных двигателей, отвечающих за ориентацию ПКР после старта.

 

8965b46158ea808f0e2fc2e553328f4a3932b696.jpg @ www.ferra.ru [кеш]

maxresdefault.jpg @ i.ytimg.com [кеш]

Snake> Не врёт, а не в курсе

Применение сбрасываемой крышки однозначно указывает на наличие воздухозаборника в головной части ракеты. Никакой другой причины прикрывать головную часть во время старта быть не может. Следовательно, воздушный канал проходит сквозь фюзеляж, насквозь, к установленному в хвостовой части двигателю.