Патенты автора Сиденко Алексей Ильич (RU)
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 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
