Патенты автора Иванькин Михаил Анатольевич (RU)
Способ определения коэффициента полноты сгорания топлива в прямоточном воздушно-реактивном двигателе // 2755211
Изобретение относится к авиационной технике и ракетно-космической технике, а именно к разработке высокоскоростных летательных аппаратов с интегрированной силовой установкой на водородном топливе. Способ определения коэффициента полноты сгорания топлива в прямоточном воздушно-реактивном двигателе, в котором модель двигателя жестко соединяют с горизонтальной тягоизмерительной платформой. Платформу устанавливают на поперечные упругие опоры и соединяют с датчиком силы. После этого подают воздух на вход в камеру сгорания. Измеряют усилие на датчике силы. Потом в камеру сгорания подают топливо. Воспламеняют полученную топливную смесь и в процессе горения смеси измеряют усилие на датчике силы и статическое давление в выходном сечении модели. Измеряют физические величины во время испытания. Затем вычисляют коэффициент полноты сгорания топливной смеси путем решения системы уравнений, удовлетворяющей закону сохранения массы, импульса и энергии, которая составляется для выходного сечения сопла. Изобретение обеспечивает возможность определения коэффициента полноты сгорания топлива со сверхзвуковой скоростью течения газов в камере сгорания модели двигателя, обтекаемой свободным воздушным потоком, а также повышение точности определения параметров при натурных измерениях и испытаниях модели двигателя. 1 ил.
Ракета с воздушно-реактивным двигателем // 2682418
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при разработке ракет с воздушно-реактивным двигателем. Технический результат - увеличение дальности полета ракеты. Ракета содержит лобовое воздухозаборное устройство. Оно включает центральное тело и обечайку, камеру сгорания, газогенератор, стартовый двигатель, стабилизатор с раскрывающимися дугообразными лопастями. При этом задняя часть обечайки соединена с газогенератором посредством продольных пилонов в количестве 3…6. Они снабжены теплозащитным покрытием. Передние кромки пилонов выполнены с затуплением в виде полусферы радиусом, равным 0,5 толщины передней части пилона. Толщина пилонов составляет 1,0…1,5 толщины обечайки. Наружная поверхность газогенератора в месте соединения с пилонами выполнена конической с углом полураствора 15…25°. Длина обечайки воздухозаборного устройства равна 3…6 калибрам ракеты. 1 ил.
Группа изобретений относится к твердому горючему для сверхзвуковых и гиперзвуковых прямоточных воздушно-реактивных или ракетных двигателей и способу его воспламенения. Твердое металлическое горючее представляет собой монолитное изделие, изготовленное из титана или сплава титана, имеющее формы и размеры, позволяющие разместить его в камере сгорания двигателя. Для воспламенения твердого металлического горючего набегающим высокоэнтальпийным воздушным потоком воспламеняют инициатор, расположенный перед твердым металлическим горючим. Инициатор представляет собой пористое изделие, изготовленное из спеченного порошка по меньшей мере одного материала, выбранного из группы, включающей в себя титан, железо, магний, алюминий, бор и/или их порошковые оксидно-металлические смеси. Группа изобретений позволяет значительно повысить энергетические характеристики и эксплуатационные параметры воздушно-реактивных и ракетных двигателей, в которых применяется твердое металлическое горючее. 2 н.п. ф-лы.
РАКЕТА С ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫМ ДВИГАТЕЛЕМ // 2585211
Изобретение относится к боеприпасам, а именно к ракетам с воздушно-реактивным двигателем. Ракета с воздушно-реактивным двигателем содержит лобовое воздухозаборное устройство, включающее центральное тело и обечайку, камеру сгорания, газогенератор, боевую часть, стартовый двигатель твердого топлива и стабилизатор с раскрывающимися лопастями. Обечайка закреплена на центральном теле посредством продольных пилонов, равномерно расположенных в окружном направлении и установленных под нулевым углом к продольной оси ракеты. Передние кромки пилонов выполнены с симметричным заострением с углом 10°…30° и удалены от минимального проходного сечения воздухозаборного устройства на расстояние 0,5…3,0 величины минимального зазора между обечайкой и центральным телом. Раскрывающиеся лопасти выполнены дугообразными, ориентированными выпуклыми поверхностями в направлении вращения ракеты. Достигается увеличение дальности полета ракеты. 1 ил.
Изобретение относится к области авиации и ракетостроения, а именно к воздухозаборным устройствам воздушно-реактивных двигателей. Компактное воздухозаборное устройство беспилотного летательного аппарата содержит лоток, входное отверстие, расположенное под наклоном к поперечной плоскости летательного аппарата под углом 20-25°, внутренний криволинейный канал, кок двигателя. Входное отверстие имеет площадь 0,6÷0,7 Sду (где Sду - площадь поперечного сечения двигательной установки), а канал выполнен с длиной, равной 1-2 Dду, (где Dду - диаметр двигательной установки летательного аппарата). В лотке перед входом в компактное воздухозаборное устройство беспилотного летательного аппарата выполнена щель для слива пограничного слоя набегающего потока. Технический результат заключается в обеспечении устойчивости работы двигательной установки летательного аппарата и улучшении компоновочных характеристик летательного аппарата. 3 ил.
