Патенты автора ДЮТЕЛЬ Жан-Филипп (FR)
Выпускное сопло для газообразных продуктов сгорания ракетного двигателя содержит неподвижную часть, подвижную часть, продолжающую неподвижную часть, а также уплотнительное устройство. Подвижная часть выполнена в виде створок, расположена на выходе неподвижной части и образует удлинение сопла. Уплотнительное устройство расположено между неподвижной частью и подвижной частью и выполнено в виде мягкой мембраны, выдерживающей локальную температуру газообразных продуктов сгорания на выходе сопла и соединяющей конец неподвижной части с бортиком створок, образующих подвижную часть. Мягкая мембрана образует кольцевой патрубок. Уплотнительное устройство оснащено средствами нагнетания отработавших газов турбины турбонасоса на уровне мягкой мембраны между неподвижной частью и подвижной частью, продолжающей указанное сопло. Другие изобретения группы относятся к ракетному двигателю, содержащему указанное выпускное сопло, а также к летательному аппарату, содержащему такой ракетный двигатель. Группа изобретений позволяет снизить потери потока между неподвижной частью и подвижными частями сопла. 3 н. и 14 з.п. ф-лы, 6 ил.
Группа изобретений относится к космической технике. Силовой блок аппарата-носителя многоразового использования содержит ракетный двигатель (4), установленный на люльке (2). Люлька (2) содержит по меньшей мере три крепежных элемента (9) для соединения указанного блока с конструкцией аппарата-носителя. Указанные по меньшей мере три крепежных элемента образуют плоскость (12) демонтажа блока, причем блок содержит одно или несколько гидравлических и/или электрических соединений указанного двигателя (4), причем каждое из этих соединений содержит свободный конец (11), предназначенный для подсоединения к соответствующей системе питания аппарата-носителя, на котором силовой блок должен быть установлен, при этом торец по меньшей мере некоторых из указанных свободных концов (11) находится в указанной плоскости (12) демонтажа. Такелажное устройство для монтажа/демонтажа и транспортировки силового блока содержит две продольные направляющие (14,17), неподвижно соединенные с подвижной рамой (13), подвижную тележку (18) с двумя парами съемных поддерживающих стоек (19), выполненную с возможностью поступательного перемещения вдоль направляющих (14, 17). Техническим результатом группы изобретений является упрощение конструкции силового блока и операций её монтажа и демонтажа. 3 н. и 22 з.п. ф-лы, 10 ил.
СИСТЕМА ЗАХОЛАЖИВАНИЯ КРИОГЕННЫХ КОНТУРОВ // 2648481
Изобретение относится к системе захолаживания и продувки контуров криогенного ракетного топлива летательного аппарата. Объектом изобретения является устройство захолаживания оборудования (6, 7, 8) криогенных контуров летательного аппарата во время полета, содержащее средства забора воздуха снаружи летательного аппарата, средства извлечения азота из этого воздуха при помощи сепаратора азота типа OBIGGS (3) и средства (4, 5) распределения этого азота вокруг указанных компонентов. Устройство содержит, в частности, средства распределения азота вокруг различного оборудования криогенных контуров через систему трубопроводов (4), оснащенную калиброванными отверстиями (5). Рассмотрен летательный аппарат, использующий устройство захолаживания и способ захолаживания оборудования криогенных контуров летательного аппарата. 3 н. и 9 з.п. ф-лы, 2 ил.
Изобретение относится к устройству запуска турбонасоса (1) ракетного двигателя летательного аппарата, содержащего тяговый газотурбинный двигатель и ракетный двигатель, которое содержит систему пневматического питания запуска турбины (1а) турбонасоса сжатым воздухом, отбираемым при помощи отвода (4) на ступени (6а) компрессора тягового турбинного двигателя (5) летательного аппарата на входе в камеру (7) сгорания указанного газотурбинного двигателя. Оно находит применение, в частности, для летательного аппарата типа воздушно-космического самолета. Изобретение обеспечивает понижение температуры, действующей на турбонасосы. 5 н. и 9 з.п. ф-лы, 4 ил.
