Патенты автора КОНРАРДИ Жан-Мари (FR)
РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ В СБОРЕ // 2642938
Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Ракетный двигатель в сборе (5), включающий в себя бак (30B) для жидкого кислорода, двигатель (10), имеющий камеру сгорания (12), и «нагреватель» теплообменник (46) для превращения в пар жидкого кислорода. Ракетный двигатель в сборе имеет контур паров кислорода (60) для направления паров кислорода с помощью нагревателя в камеру сгорания или в бак. При направлении паров кислорода в камеру сгорания двигатель развивает малую тягу. Изобретение обеспечивает работу двигателя на большой и малой тяге, избегая появления колебательных явлений в системе подачи горючего. 11 з.п. ф-лы, 4 ил.
КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ, ОСНАЩЕННЫЙ УСТРОЙСТВОМ СВЕДЕНИЯ С ОРБИТЫ, СОДЕРЖАЩИМ ДЕТОНАЦИОННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ // 2628549
Группа изобретений относится к космической технике. Космический аппарат (КА) содержит по меньшей мере один основной бак ракетного топлива, основной двигатель, питаемый ракетным топливом из основного бака, и устройство сведения с орбиты. Устройство сведения с орбиты содержит детонационный двигатель, питаемый ракетным топливом из основного бака. Средство выведения КА содержит по меньшей мере одну ступень, образованную указанным космическим аппаратом. В способе сведения с орбиты КА сведение выполняют после остановки основного двигателя с применением детонационного двигателя, питаемого топливом из основного бака при давлении, меньшем или равном 10 бар. В способе сведения с орбиты КА, образующего ступень средства выведения, указанную ступень отделяют от средства выведения после остановки основного двигателя. Техническим результатом группы изобретений является обеспечение сведения с орбиты КА с использованием топлива из основного бака и тем самым снижение массы КА. 4 н. и 8 з.п. ф-лы, 3 ил.
Комбинированный турбопрямоточный реактивный двигатель содержит наружный корпус, центральное тело, воздуховод, по меньшей мере, первую ступень воздушного компрессора, турбонасос и дозвуковую турбину. Центральное тело соединено с наружным корпусом конструктивными связями и образует с ним входной канал для воздуха. Первая ступень воздушного компрессора содержит первую турбину, расположенную в центральном теле, и первый ротор с лопатками, которые расположены в воздуховоде и могут избирательно приводиться посредством первой турбины для функционирования в режиме турбореактивного двигателя и переводиться во флюгерное положение для функционирования в режиме прямоточного реактивного двигателя. Турбонасос содержит насос, питаемый жидким водородом из водородного бака для ввода водорода в нагреватель, расположенный в наружном корпусе позади центрального тела. Дозвуковая турбина привода насоса получает водород, собранный на выходе нагревателя и частично расширившийся. Частично расширившийся в дозвуковой турбине водород передается на первую турбину, представляющую собой сверхзвуковую турбину, для функционирования в режиме турбореактивного двигателя. Выходящий из первой сверхзвуковой турбины водород далее собирается в первых трубопроводах внутри центрального тела для отправки в камеру сгорания, образованную внутри корпуса позади центрального тела. Частично расширившийся в дозвуковой турбине водород отправляется непосредственно в камеру сгорания с помощью топливных форсунок для функционирования в режиме прямоточного реактивного двигателя. Изобретение позволяет избежать использования жидкого кислорода и создать компактный двигатель более простой конструкции со сниженной массой и улучшенными рабочими характеристиками. 6 з.п. ф-лы, 7 ил.
Сверхзвуковой реактивный двигатель содержит прямоточный воздушно-реактивный двигатель, имеющий камеру сгорания топливовоздушной смеси, и множество ракетных двигателей, расположенных в воздушном потоке выше по потоку камеры сгорания. Питаемый смесью топливных компонентов ракетный двигатель содержит трубчатый корпус, снабженный внутри коаксиальной стенкой. Коаксиальная стенка образует экран, определяющий кольцевую зону впрыска топлива, проходящую на большей части длины корпуса, и форсунку окислителя, выходящую по оси внутрь экрана вблизи его переднего конца. Экран содержит перфорированную цилиндрическую стенку или пористую стенку. Изобретение направлено на охлаждение камеры сгорания. 7 з.п. ф-лы, 3 ил.
Изобретение относится к летательным аппаратам, а именно к летательным пусковым установкам (ЛПУ). ЛПУ содержит связку баков, крепежные средства, крыло, двигатель, полезную нагрузку. Связка баков содержит две пары одинаковых по объему цилиндрических баков с ракетным топливом одинаковой плотности и одинаковым объемным расходом. Четыре бака прикреплены друг к другу усиливающими поясами, образующими части баков, с неизменным центром тяжести при истечении ракетного топлива. Крепежные средства прикреплены к двум бакам с возможностью крепления к ним крыла. Связка баков размещена в верхней ступени с квадратным сечением и закругленными углами. Изобретение позволяет уменьшить длину пусковой установки. 3 з.п. ф-лы, 5 ил.
