Патенты автора Мигалин Константин Валентинович (RU)
Группа изобретений относится к технике, преимущественно военной, а именно к двигателям летательных аппаратов, и может быть использована, вероятнее всего, в двигателя небольших беспилотных летательных аппаратов, таких как зенитные, авиационные и тактические ракеты, беспилотные разведчики, летающие мишени и т.п. Форсирование двухконтурного эжекторного пульсирующего воздушно-реактивного двигателя (ДЭПуВРД) заключается в ускорении процесса горения за счет реализации механизма окислительного пиролиза метана с образованием ацетилена. Для реализации указанного процесса во второй впускной трубе - смесителе ДЭПуВРД устанавливаются охлаждаемые пластины, а в задней стенке камеры сгорания - охлаждаемый канал. При совершении рабочего цикла горящие газы, содержащие метан, охлаждаясь на охлаждаемых пластинах и стенках охлаждаемого канала образуют ацетилен, который далее на цикле всасывания попадает в камеру сгорания и вызывает ускорение горения и рост реактивной тяги. Заявляемая группа изобретений позволяет обеспечить повышение реактивной тяги ДЭПуВРД в пределах 15-20%. 2 н.п. ф-лы, 5 ил.
Изобретение относится к военной технике, в частности к воздушно-реактивным двигателям летательных аппаратов и может быть использовано в качестве двигателей ракет или беспилотных летательных аппаратов. Форсирование двухконтурного эжекторного пульсирующего воздушно-реактивного двигателя (ЭДПуВРД) заключается в ускорении процесса горения за счет предварительной реализации механизма пиролиза исходного рабочего топлива бензина в пропан, бутан, этилен и метан и далее с образованием из них ацетилена. Для реализации указанного процесса за топливным змеевиком 6 нагрева топлива, вне ДЭПуВРД, устанавливается паровоздушный теплообменник 7 или осуществляется частичная подача топлива 9 в топливный коллектор 8, приводящие к резкому падению температуры топливного пара и выделению ацетилена. Ацетилен в составе полученной газовой смеси, попадая в камеру сгорания ДЭПуВРД, ускоряет процесс горения, что приводит к росту амплитуды пульсаций удельной и лобовой тяги. Заявляемая группа изобретений позволяет обеспечить удвоение удельной и лобовой тяги ДЭПуВРД. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 2 ил.
Изобретение относится к двигателям летательных аппаратов и может быть использовано в качестве двигателя небольших беспилотных летательных аппаратов, таких как, например, беспилотные разведчики, летающие мишени. Способ включает продувку камеры сгорания топливовоздушной смесью из смесителей и воздухом из аэродинамического клапана второго контура, формирующих воздушный струйный обдув зоны горения, последующее воспламенение и взрыв с выбросом продуктов сгорания через резонаторную трубу, смесители и аэродинамический клапан, при этом подачу топлива во время работы двигателя осуществляют одновременно в два контура ДЭПуВРД с последующей организацией интенсивного перемешивания в камере сгорания путем струйного обдува топливовоздушной смесью зоны горения с образованием кольцевых вихрей. Отличительной особенностью является то, что в камере сгорания организуют полость, в которой осуществляют предварительный прогрев топливовоздушной смеси и переход процесса горения в режим детонации, а на выходе из организованной полости осуществляют торможение продуктов сгорания. ДЭПуВРД содержит, в частности, камеру сгорания, впускную систему из первой впускной трубы-смесителя и второй впускной трубы-смесителя, аэродинамические клапаны, топливный коллектор и сопло подачи топлива. Отличительной особенностью является то, что выходной участок второй впускной трубы-смесителя выполнен удлиненным и частично размещен непосредственно в объеме камеры сгорания таким образом, что между ним, передней стенкой камеры сгорания и ее донной частью образована цилиндрическая полость, в которой установлена спираль Щелкина. Сопло подачи топлива может быть размещено непосредственно в образованной в камере сгорания цилиндрической полости. Достигается повышение термодинамического КПД. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 2 ил.
Изобретение относится к технике, преимущественно военной, а именно к двигателям летательных аппаратов, и может быть использовано, вероятнее всего, в качестве двигателя небольших беспилотных летательных аппаратов, таких как зенитные, авиационные и тактические ракеты, беспилотные разведчики, летающие мишени и т.п. Двухконтурный эжекторный пульсирующий воздушно-реактивный двигатель (ДЭПуВРД) содержит камеру сгорания, резонаторную трубу, первую впускную трубу-смеситель, в которой установлен аэродинамический клапан, вторую впускную трубу-смеситель, сопло подачи газа, змеевик нагрева газа и запальную свечу. Первая впускная труба-смеситель размещена внутри трубы объединенного воздуховода, герметично закрепленной на примыкающем с торца второй впускной трубе-смесителе, которая, в свою очередь, закреплена на передней торцевой стенке камеры сгорания, при этом внутри объединенного воздуховода, на входе во вторую впускную трубу-смеситель, установлен лепестковый механический клапан. В заявленном ДЭПуВРД достигается повышение термодинамического коэффициента полезного действия путем сокращения непроизводительных затрат топлива. 3 ил.
ПНЕВМОГИДРАВЛИЧЕСКАЯ КАТАПУЛЬТА // 2721215
Изобретение относится к взлетным устройствам летательных аппаратов. Пневмогидравлическая катапульта с дозаправкой пускового баллона содержит направляющую, в задней части которой жестко закреплен упор с механизмами фиксации и пусковой баллон с замками крепления летательного аппарата. Внутри пускового баллона организованы две полости – гидравлическая (12) и пневматическая (11), соответственно снабженные средствами для подвода внутрь пускового баллона жидкости под давлением и газа под давлением. Пусковой баллон насажен на трубу (8), размещенную в гидравлической полости и внутри которой установлен свободно перемещающийся поршень (9), при этом труба (8) жестко закреплена на упоре и внутренняя ее полость через канал, выполненный в упоре, подключена к полости воздушного ресивера, снабженного средством подвода газа под давлением, при этом в воздушной полости пускового баллона установлены запальная свеча и топливная форсунка. Достигается повышение броскового импульса за счет перехода к пневмогидравлическому принципу метания с последующей дозаправкой пускового баллона на начальной стадии «броска». 1 з.п. ф-лы, 5 ил.
Изобретение относится к технике, преимущественно военной, а именно к двигателям летательных аппаратов, и может быть использовано, вероятнее всего, в двигателя небольших беспилотных летательных аппаратов. Форсированный двухконтурный эжекторный пульсирующий воздушно-реактивный двигатель содержит, в частности, камеру сгорания, впускную систему из первого и второго смесителей, аэродинамические клапаны, топливный коллектор и сопла подачи топлива, змеевик нагрева топлива, резонаторную трубу с частичным диффузорным раскрытием. Задняя стенка камеры сгорания выполнена с первым козырьком с прямоугольными прорезями для образования за ними плоских струйных течений. Внутри камеры сгорания за первым козырьком выполнена перфорированная ниша с выступающим внутрь течения вторым козырьком. Змеевик нагрева топлива имеет неравномерную по диаметру и косую по оси навивку. Резонаторная труба с частичным диффузорным раскрытием во входной цилиндрической части с нижней стороны содержит кольцевые наклонные полуребра турбулизаторов. Изобретение позволяет обеспечить повышение термодинамического коэффициента полезного действия путем увеличения амплитуды пульсаций давления, происходящей при ускорении процесса горения, достигаемого интенсификацией массопереноса в камере сгорания. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.
Группа изобретений относится к технике, преимущественно военной, а именно к двигателям летательных аппаратов. Форсирование двухконтурного эжекторного пульсирующего воздушно-реактивного двигателя заключается в подаче топлива в аэродинамический клапан второго контура, последующем его струйном перемешивании с топливом в камере сгорания и поджиге. Подачу топлива в двигатель на цикле всасывания осуществляют одновременно через два контура аэродинамических впускных клапанов - с последующей организацией интенсивного перемешивания в камере сгорания путем струйного обдува зоны горения с образованием кольцевых вихрей. Кроме того, дополнительно осуществляют торможение обратному выбросу газов через впускную систему за счет установки треугольного канала в первый смеситель и кольцевой обечайки на входе во второй смеситель и возвратному течению в резонаторную трубу за счет выполнения частичного диффузорного раскрытия. Заявляемая группа изобретений позволяет обеспечить повышение термодинамического коэффициента полезного действия путем увеличения амплитуды пульсаций давления, происходящей при увеличении объема цикловой продувки камеры сгорания. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 3 ил.
Изобретение относится к области авиации, а именно к летательным аппаратам короткого взлета и посадки. Летательный аппарат содержит крыло аэродинамического сечения с верхней выпуклой поверхностью. Двигательные установки размещены в каналах, связывающих воздухозаборники постоянной площади и щелевые сопла, размещаемые на верхней поверхности крыла между впускным устройством и задней кромкой профиля. Впускные устройства постоянной площади могут быть размещены на верхней выпуклой поверхности аэродинамического профиля между передней кромкой профиля и его верхней точкой. Для создания управляющих сил и моментов двигательные установки, равномерно размещённые по размаху крыла, имеют возможность независимо друг от друга изменять силу тяги. Количество двигательных установок должно быть чётным. В качестве двигательных установок могут быть использованы турбореактивные двигатели, импеллеры с высокооборотными электродвигателями или импеллеры с приводом от поршневого ДВС. Достигается повышение экономичности летательного аппарата, эффективности управления, упрощение конструкции. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.
Изобретение относится к области авиации, а именно к конструкциям летательных аппаратов короткого взлета и посадки. Летательный аппарат содержит крыло аэродинамического сечения с верхней выпуклой поверхностью. Двигательные установки размещены в каналах, связывающих воздухозаборники постоянной площади и щелевые сопла, размещаемые на верхней поверхности крыла между впускным устройством и задней кромкой профиля. Впускные устройства постоянной площади могут быть размещены в произвольной области верхней выпуклой поверхности аэродинамического профиля между передней кромкой профиля и его верхней точкой. Для создания управляющих сил и моментов двигательные установки размещены в двух группах, расположенных поперечно направлению полёта, с равномерной диспозицией относительно продольной оси летательного аппарата в составе каждой группы и возможностью независимо друг от друга изменять силу тяги. Достигается повышение экономичности летательного аппарата и его надёжности, эффективности управления, упрощение конструкции. 3 з.п. ф-лы, 5 ил.
Способ двухконтурной продувки пульсирующего воздушно-реактивного двигателя заключается в подаче воздуха через клапан, последующем его перемешивании с топливом и поджиге. Продувку пульсирующего воздушно-реактивного двигателя на цикле всасывания осуществляют одновременно через два контура разнотипных впускных клапанов - аэродинамический и механический, с последующей организацией интенсивного перемешивания в камере сгорания путем струйного обдува зоны горения с образованием кольцевых вихрей. Кроме того, дополнительно осуществляют вдув навстречу основному потоку струи газа из эжекторной форкамеры, расположенной на торцевой стенке камеры сгорания. Двухконтурный пульсирующий воздушно-реактивный двигатель содержит камеру сгорания, резонаторную трубу, впускные трубы, сопло подачи газа, змеевик нагрева газа и запальную свечу. Передняя стенка камеры сгорания выполнена с механическим лепестковым клапаном. Задняя торцевая стенка камеры сгорания выполнена с эжекторной форкамерой. Изобретение позволяет обеспечить повышение термодинамического коэффициента полезного действия путем увеличения амплитуды пульсаций давления, происходящей при увеличении объема цикловой продувки камеры сгорания. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 4 ил.
Изобретение относится к области авиации, а именно к способам создания системы сил и летательным аппаратам вертикального взлета и посадки. Способ создания тяги заключается в направлении из сопла газовой струи по касательной к верхней выпуклой поверхности крыла аэродинамического сечения. Истекающая плоская пульсирующая газовая струя образуется в нестационарном сверхзвуковом эжекторе, сформированном системой двух входных каналов, связанных с воздухозаборными щелями постоянной площади, расположенными на верхней поверхности аэродинамического профиля, камерой смешения и реактивным соплом в виде выходной щели на верхней поверхности аэродинамического профиля. Летательный аппарат содержит крыло аэродинамического сечения с верхней выпуклой поверхностью. Нестационарный сверхзвуковой эжектор, размещенный внутри крыла, образован системой каналов, связывающих воздухозаборную щель постоянной площади, являющуюся маршевым впускным устройством, и воздухозаборную щель постоянной площади, являющуюся стартовым впускным устройством, расположенную в верхней точке аэродинамического профиля. Воздушные потоки соединяются в зоне коллектора горючего, а образующиеся в камере смешения продукты сгорания истекают через щелевое сопло, размещаемое на верхней поверхности крыла между стартовым впускным устройством и задней кромкой профиля. Достигается повышение КПД и аэродинамического качества летательного аппарата. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.
СПОСОБ РЕАЛИЗАЦИИ ЦИКЛИЧЕСКОГО ДЕТОНАЦИОННОГО СГОРАНИЯ В ПУЛЬСИРУЮЩЕМ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНОМ ДВИГАТЕЛЕ // 2493399
Способ реализации циклического детонационного сгорания в пульсирующем воздушно-реактивном двигателе заключается в продувке камеры сгорания из трубчатых аэродинамических клапанов, подаче топлива и последующем его воспламенении от остаточных продуктов сгорания и воспламенении топливо-воздушной смеси от продуктов сгорания, возвращающихся внутрь камеры сгорания из резонаторной трубы на цикле всасывания. Воспламенение от остаточных продуктов сгорания, приводящее к детонационному сгоранию, осуществляют посредством их истечения из периферийных труб аэродинамических клапанов. Изобретение направлено на достижение более высокой амплитуды пульсаций давления и повышение термодинамического КПД и экономичности пульсирующего воздушно-реактивного двигателя. 5 ил.
Изобретение относится к технике, преимущественно военной, а именно к двигателям летательных аппаратов, и может быть использовано вероятнее всего в качестве двигателя небольших беспилотных летательных аппаратов, таких как беспилотные разведчики, летающие мишени и т.п., а также в качестве сбрасываемых дополнительных двигателей
Изобретение относится к технике, преимущественно военной, а именно к двигателям летательных аппаратов, и может быть использовано, вероятнее всего, в качестве двигателя небольших беспилотных летательных аппаратов, таких как беспилотные разведчики, летающие мишени и т.п., а также в качестве сбрасываемых дополнительных двигателей
Изобретение относится к технике, преимущественно военной, а именно к двигателям летательных аппаратов, и может быть использовано, вероятнее всего, в качестве двигателя небольших беспилотных летательных аппаратов, таких как зенитные, авиационные и тактические ракеты, беспилотные разведчики, летающие мишени и т.п., а также в качестве сбрасываемых дополнительных двигателей
ПУЛЬСИРУЮЩИЙ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ // 2435978
Изобретение относится к технике, преимущественно военной, а именно к двигателям летательных аппаратов, и может быть использовано, вероятнее всего, в качестве двигателя небольших беспилотных летательных аппаратов, таких как зенитные, авиационные и тактические ракеты, беспилотные разведчики, летающие мишени, а также в качестве сбрасываемых дополнительных двигателей
ПУЛЬСИРУЮЩИЙ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ // 2435977
Изобретение относится к технике, преимущественно военной, а именно к двигателям летательных аппаратов, и может быть использовано, вероятнее всего, в качестве двигателя небольших беспилотных летательных аппаратов, таких как зенитные, авиационные и тактические ракеты, беспилотные разведчики, летающие мишени, а также в качестве сбрасываемых дополнительных двигателей
СПОСОБ ПОВЫШЕНИЯ РЕАКТИВНОЙ ТЯГИ БЕСКЛАПАННОГО ПУЛЬСИРУЮЩЕГО ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ // 2429367
Изобретение относится к бесклапанным пульсирующим воздушно-реактивным двигателям, в частности к двигателям беспилотных летательных аппаратов
СПОСОБ ПОВЫШЕНИЯ РЕАКТИВНОЙ ТЯГИ БЕСКЛАПАННОГО ПУЛЬСИРУЮЩЕГО ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ // 2429366
Изобретение относится к бесклапанным пульсирующим воздушно-реактивным двигателям, в частности к двигателям беспилотных летательных аппаратов
Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано в аппаратах вертикального взлета, использующих пульсирующие воздушно-реактивные двигатели (далее ПуВРД)
ПУЛЬСИРУЮЩИЙ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ // 2300005
Изобретение относится к технике, преимущественно военной, а именно к двигателям летательных аппаратов, и может быть использовано, вероятнее всего, в качестве двигателя небольших беспилотных летательных аппаратов, таких как зенитные, авиационные и тактические ракеты, беспилотные разведчики, летающие мишени и т.п., а также в качестве сбрасываемых дополнительных двигателей
ПУЛЬСИРУЮЩИЙ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ // 2300004
Изобретение относится к технике, преимущественно военной, а именно к двигателям летательных аппаратов, и может быть использовано, вероятнее всего, в качестве двигателя аппарата вертикального взлета и посадки
