Патенты автора Талызин Вадим Алексеевич (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 // 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.
