Патенты автора Минасбеков Дэвиль Авакович (RU)
ГИДРАВЛИЧЕСКАЯ СИСТЕМА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА // 2605797
Изобретение относится к ракетной и авиационной технике и может найти применение в конструкциях гидросистем, реализующих несколько режимов управления. Гидравлическая система летательного аппарата содержит электроприводной насос (7) с регулируемой подачей, исполнительный двигатель (8), представленный в виде гидроцилиндров с поступательными движениями поршней, магистраль (10), соединяющую исполнительный двигатель (8) с электроприводным насосом (7). Система снабжена гидравлическим баком (1), внутри которого установлен с возможностью продольного перемещения поршень с подпружиненными демпферами, разделяющий гидравлический бак (1) на высоконапорную и низконапорную полости. Вход электроприводного насоса (7) соединен с низконапорной полостью гидравлического бака, а выход его соединен с высоконапорной полостью гидравлического бака и с входом в исполнительный двигатель (8), при этом электроприводной насос (7) и исполнительный двигатель (8) соединены с системой управления ракеты (12). Технический результат: уменьшение суммарного тепловыделения, габаритов и массы путем потребного увеличения мощности гидравлической системы в периоды программных маневров летательного аппарата с гидравлическим баком. 2 ил.
Термоэмиссионный способ тепловой защиты частей летательных аппаратов (ЛА) включает отвод теплового потока от нагреваемой части ЛА к менее нагретой с помощью термоэмиссионного модуля посредством размещения на внутренней поверхности нагреваемых частей ЛА электропроводящего материала или покрытия, обладающего при нагреве высокой эмиссией электронов, - эмиттера, установку с зазором от эмиттера электропроводящего элемента - коллектора, на котором осаждают эмитируемые электроны и через бортовой автономный потребитель электроэнергии транспортируют к эмиттеру, с последующей герметизацией, вакуумированием образованной между эмиттером и коллектором полости и введением в нее химических элементов или соединений, уменьшающих работу выхода электронов. Изобретение направлено на снижение температурно-напряженного состояния частей двигательной установки ЛА. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.
Камера сгорания силовой установки крылатой ракеты выполнена в виде многослойного изделия и содержит обечайку, несущую механическую нагрузку внутреннего давления, и слой теплозащитного керамического композиционного материала, контактирующего с образующимися при сжигании топлива газами. Слой теплозащитного керамического композиционного материала имеет коэффициент линейного расширения и модуль упругости, обеспечивающие температурную и механическую совместимость с обечайкой, а также толщину, подобранную таким образом, что дополнительное наружное воздушное охлаждение обечайки не требуется. Обечайка выполнена из керамического композиционного высокотемпературного материала, армированного углеродными волокнами, с коэффициентом линейного расширения не более 5,2·10-6 1/°C, модулем упругости не менее 13·103 МПа, пределом прочности не менее 90 МПа. Слой теплозащитного коррозионно-стойкого керамического материала, контактирующего с газами рабочей температурой не более 2000°С, имеет коэффициент линейного расширения не более 5,5·10-6 1/°C. Изобретение позволяет снизить массу и габариты камеры сгорания силовой установки крылатой ракеты, а так же упростить ее конструкцию и повысить надежность. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.
КРЫЛАТАЯ РАКЕТА // 2534838
Изобретение относится к ракетной технике и касается крылатой ракеты (КР) со стартово-разгонной ступенью (СРС) и маршевой силовой установкой (МСУ) со сверхзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателем (СПВРД). КР содержит маршевую ступень (МС) с лобовым воздухозаборником с центральным телом, СПВРД, СРС. СПВРД содержит конический диффузор, топливные коллекторы, стабилизаторы горения, КС, состыкованную с коническим диффузором, сверхзвуковое сопло, находящееся на выходе из КС, и систему регулирования. СРС с реактивным двигателем размещена в КС двигателя МС и воздушном канале с возможностью отстыковки и выброса. Топливные коллекторы и стабилизаторы горения МСУ выполнены складывающимися и закреплены на коническом диффузоре, расположенном на входе в КС. Корпус сопла выполнен из двух состыкованных цилиндрической и ожевальной оболочек. При этом площадь критического сечения сопла регулируется с помощью гидропривода сопла. Достигается уменьшение массы и габаритов КР, повышение тягово-экономических характеристик МС в полете. 5 ил.
