Патенты автора Сиротин Валерий Николаевич (RU)

Изобретение относится к области авиации и космонавтики и касается пассажирских воздушно-космических летательных аппаратов. Воздушно-космический летательный аппарат содержит фюзеляж, крылья, на которых расположены элероны, переднее оперение, кабину пилотов, киль, воздухозаборные трубы, передний прямоугольный вытянутый обтекатель, передние створки на переднем обтекателе, две трубки пито датчики скорости. С задней стороны фюзеляжа установлена силовая комбинированная установка, состоящая из четырех турбореактивных трехконтурных двигателей, внутри корпусов которых расположена термокамера, обеспечивающая работу двигателя на больших высотах, а также ракетные двигатели РД-120 для выхода в космическое пространство, расположенные внутри фюзеляжа. В переднем обтекателе расположены тормозные твердотопливные ракетные двигатели (ТРД), верхние вертикальные ТРД, ТРД бокового разворота влево и вправо и ТРД, расположенные снизу обтекателя. Кроме того, летательный аппарат имеет аварийно-спасательные модули, иллюминаторы которых расположены снаружи фюзеляжа. Достигается уменьшение времени полета. 25 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к ракете воздух-воздух, предназначенной для защиты гиперзвукового самолета. Ракета (5) для защиты самолета от ракет противовоздушной обороны, характеризующаяся тем, что содержит корпус, состоящий из головной части обтекателя (1) ракеты с установленной в носовой части видеокамерой (2), модулей (6) ракеты, выполненных с обшивкой (35), и силовой установки ракеты (16). В головной части обтекателя (1) ракеты расположено бортовое радиоэлектронное оборудование (4) и экран (3) радиолокационной станции ракеты для фиксации полета ракет противовоздушной обороны. Каждый модуль ракеты содержит установленные внутри в верхней части модуля блок газогенераторов (7), с правой и левой стороны которых расположены цанговые замки (15) с детонаторами (19) цанговых замков и пиротолкатели (11) с детонаторами (12) пиротолкателей, в нижней части модуля - блок радиоэлектронного оборудования (9), цанговые замки (21) с детонаторами (22) цанговых замков, пиротолкатели (13) с детонаторами (14) пиротолкателей и литьевые аккумуляторные батареи (10), а в средней части модуля - надувную гондолу (8) муляжа самолета. В цанговых замках (15), (21) расположены шарообразные соединители (20), соединяющие модули ракеты между собой. Силовая установка ракеты содержит силовой блок управления, твердотопливные двигатели (17) и двигатели бокового разворота (18). Техническим результатом заявленного изобретения является защита гиперзвукового самолета, проникающего во враждебное воздушное пространство. 19 ил.

Изобретение относится к ракетам ловушкам класса "воздух-воздух" и может быть использовано для защиты гиперзвукового самолета от ракет "земля-воздух" с систем ПВО или ракет "воздух-воздух" с истребителей противника. Ракета "воздух-воздух" для защиты гиперзвукового самолета от ракет противника состоит из трех частей, соединенных друг с другом силовыми перегородками, а именно - передней алюминиевой обшивки корпуса с возможностью ее разрушения, средней части корпуса электронного блока управления ракетой, а также твердотопливного ракетного двигателя (ТТРД) с газодинамическим управлением и двигателями бокового разворота (ДБР). Передняя алюминиевая часть обшивки корпуса имеет установленную спереди видеокамеру, а задняя часть корпуса прикреплена к газогенератору, находящемуся в алюминиевом корпусе. В передней алюминиевой обшивке корпуса уложены гондолы, выполненные из негорючего материала и плотно прикрепленные к воздуховоду, имеющему отверстия по всей длине трубы воздуховода и прикрепленному к алюминиевому корпусу газогенератора с размещенными внутри него пиропатронами, для каждого из которых установлены детонаторы. Техническим результатом изобретения является возможность эффективной защиты гиперзвукового самолета от ракет "земля-воздух" с систем ПВО или ракет "воздух-воздух" с истребителей противника. 3 з.п. ф-лы, 11 ил.

Изобретение относится к транспортным космическим системам, стартующим с Земли. Ракетно-стартовый комплекс включает в себя ракетно-катапультный аппарат (РКА) (4) и установленную в нем двухступенчатую ракету с кабиной (3) для космонавтов. Ракета снабжена маршевыми двигателями (Д) первой (18) и второй (20) ступеней, а также аварийными Д (24). На РКА (4) закреплены блоки (9) ракетоносителей с Д (8), посадочные стойки (12) с опорными башмаками (13) и тормозными Д (30), а также парашютный отсек (25) и амортизирующая подушка (34) с баллоном (33). РКА (4) устанавливают над газоотводной ямой стартового сооружения. После отделения ракеты от отработавшего РКА, последний производит снижение на парашютах и посадку на Землю с помощью стоек (12), тормозных Д (30) и подушки (34). Ракета продолжает полёт к Луне, осуществляет посадку на её поверхность с помощью опорных стоек (21) второй ступени, взлёт и возвращение на Землю. Техническим результатом является возможность посадки космонавтов на Луну и возвращение их на Землю. 14 ил.

Изобретение относится к турбореактивным двигателям и может быть использовано для создания аппаратов, способных перемещаться в водной среде, в воздухе и в условиях космического пространства. Техническим результатом изобретения является обеспечение возможности работы двигателя в условиях космического пространства и в условиях водной среды, при сохранении повышенной мощности турбореактивного двигателя и снижении расхода топлива. Предложен турбореактивный двигатель, содержащий корпус 1 двигателя, турбины 3 компрессора и турбину 4 высокого давления, которые расположены на подшипниках 6 скольжения. На наружном валу 2 расположен основной генератор 16 переменного тока, имеющий генератор 17 подмагничивания и генератор 15 переменного тока электромагнитной муфты с якорем, сообщенные с осью 30 редуктора 29. Внутри корпуса 1 расположена комбинированная термокамера, имеющая камеру сгорания 48, воздухозаборную камеру 36, камеру 42 нагрева воздуха с нагревательным элементом 53, установленным на керамических перегородках 55, причем на канале установлены форсунки 52 с электродами, внутри воздуховода расположены конденсатор 25 и компрессор 28 системы охлаждения, а с внешней стороны воздуховода установлен редуктор 29. Термокамера дополнительно содержит ракетные двигатели 34, работающие на жидком ракетном топливе. Внутри воздухозаборной камеры 36 расположен обтекатель 37, закрепленный силовыми перегородками 38 с ней, а внутри обтекателя 37 размещен пневмоцилиндр 39, соединенный трубопроводом 40 с воздушной магистралью. Воздухозаборная камера 36 соединена силовыми ребрами жесткости 41 с камерой 42 нагрева воздуха, а также каналом 43, внутри которого расположен демпфер 44, ограничивающий поток воздуха, попадающий с винтовой турбины 3 компрессора в воздухозаборную камеру 36. На камере нагрева воздуха 42 установлен обратный клапан 46, который соединен трубопроводом 47 с электроклапаном воздушной магистрали. Камера сгорания 48 состоит из внешнего кожуха (рубашки), подведенного к выходу из канала 50, а на выходе канала 50 и внутри рубашки камеры сгорания 48 расположено расширяющееся сопло, по уширенному краю которого закреплены тугоплавкие кольца 57 разного диаметра, закрепленные друг к другу. Выход камеры сгорания 48 направлен на полые лопатки 23 турбины 4 высокого давления. Между камерой сгорания 48 и камерой 42 нагрева воздуха выполнен канал 50, внутри которого установлена лопатка 49. 3 з.п. ф-лы, 9 ил.

Турбореактивный двигатель содержит корпус с размещенными в нем компрессором высокого давления, соединенным через наружный вал с турбиной высокого давления, компрессором высокого давления, установленным на среднем валу и соединенным с турбиной высокого давления, компрессором низкого давления, соединенным через внутренний вал с турбиной низкого давления. На наружном валу расположен основной генератор переменного тока, имеющий генератор подмагничивания и генератор переменного тока электромагнитной муфты с якорем, сообщенные с осью редуктора. Внутри корпуса расположена камера сгорания, содержащая с одной стороны воздухозаборную камеру, кольцевую камеру с кольцевым нагревательным элементом, установленным на керамических перегородках, а с другой стороны кольцевая камера соединена каналом с ребрами жесткости с жаровой камерой. На канале и ребрах установлены форсунки с электродами. Внутри воздуховода расположен конденсатор и компрессор системы охлаждения. С внешней стороны воздуховода установлен редуктор. Изобретение направлено на повышение мощности турбореактивного двигателя, снижение расхода топлива. 8 ил.

Камера сгорания для турбореактивного трехконтурного двигателя с двумя турбинами высокого давления содержит жаровую камеру сгорания и камеру нагревания. В камере нагревания расположены нагревательный элемент, высокотемпературный теплоизолятор и канал, соединяющий камеру нагревания с жаровой камерой сгорания. Внутри указанного канала расположен высокотемпературный изолятор и направляющая лопатка, а снаружи - горизонтальные и вертикальные форсунки с электродами для поджига топлива. Камера сгорания также содержит воздухозаборную камеру, внутри которой расположен обтекатель и канал, имеющий снаружи ребра жесткости, соединяющие воздухозаборную камеру с камерой нагревания, при этом внутри указанного канала расположен демпфер. В камере нагревания расположен экран, распределяющий поток воздуха внутри камеры нагревания. Изобретение направлено на увеличение мощности турбореактивного двигателя и снижение расхода топлива в процессе его работы, а также создание возможности работы двигателя на больших высотах, где имеется недостаток кислорода. 6 з.п. ф-лы. 5 ил.

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к системе охлаждения подшипников турбин газотурбинного двигателя самолета. Техническим результатом предложенной системы охлаждения является обеспечение работы газотурбинного двигателя на повышенных оборотах турбин, что дает возможность повысить мощность газотурбинного двигателя. Технический результат достигается тем, что система охлаждения подшипников турбин газотурбинного двигателя содержит испарители, расположенные в корпусных камерах по обе стороны от подшипников, параллельно соединенные с испарителями, расположенными внутри турбин высокого давления. Испарители соединены с конденсатором, размещенным перед турбинами низкого давления, и с компрессором, установленным на вращающейся оси. Подшипники размещены в корпусах, к каждому из которых присоединены с одной стороны датчик температуры, а с другой – тензодатчик, сообщенные с блоком преобразования и вычисления, соединенным с бортовым компьютером, сообщенным с силовым блоком, дающим команду электропневмоклапану на работу испарителей, размещенных в корпусных камерах. 5 ил.

Камера сгорания газотурбинного двигателя содержит жаровую камеру с отверстиями, форсунки, топливопровод и электроды, соединенные высоковольтными изолированными проводами, камеру нагревания. Камера нагревания соединена каналом с жаровой камерой. Внутри камеры нагревания смонтирован нагревательный элемент и керамические перегородки с отверстиями с возможностью циркуляции и нагрева потоков воздуха. Внутри нагревательного элемента выполнены камеры с возможностью нагрева топлива до газообразного состояния. Входы камер соединены трубками с топливной магистралью, а выходы соединены трубками с горизонтальными форсунками, смонтированными в канале. В канале смонтированы вертикальные форсунки, соединенные с топливной магистралью. Внутри горизонтальных и вертикальных форсунок размещены электроды. Внутри канала установлена лопатка. Жаровая камера выполнена в виде корпуса, внутри которого смонтированы кольца различного диаметра. На внутренних поверхностях камеры нагревания и канала смонтирован высокотемпературный теплоизолирующий слой. Изобретение направлено на повышение сгорания топлива. 7 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к турбореактивному двигателю самолета с системой охлаждения турбин высокого давления. Техническим результатом, на достижение которого направлено заявленное изобретение, является повышение эффективности охлаждения турбин высокого давления, что способствует повышению мощности турбореактивного двигателя. Технический результат достигается тем, что турбореактивный двигатель для самолета содержит размещенные в корпусной мотогондоле первую турбину 3 высокого давления, вторую турбину 4 высокого давления и компрессоры, один из которых 2 соединен через наружный вал 10 с первой турбиной 3 высокого давления, другой компрессор 5 соединен через средний вал 11 со второй турбиной 4 высокого давления, третий компрессор 7 соединен через внутренний вал 20 с турбиной 8 низкого давления. Турбореактивный двигатель содержит систему охлаждения турбин высокого давления 3 и 4, включающую внутренние испарители 16, расположенные внутри турбин 3 и 4 высокого давления, наружный испаритель 17, расположенный внутри бака с незамерзающей жидкостью, конденсатор 15 и компрессор 21 системы охлаждения, установленный на внутреннем валу 20, при этом наружный вал 10, средний вал 11 и внутренний вал 20 расположены коаксиально, якорь электростартера-преобразователя и ротор генератора переменного тока расположены на наружном валу, статор генератора переменного тока жестко установлен в корпусной мотогондоле, а конденсатор, наружный испаритель и бак с незамерзающей жидкостью размещены внутри воздуховода, выполненного снаружи корпусной мотогондолы. 7 ил.

Группа изобретений относится к гиперзвуковым самолетам. Гиперзвуковой самолет с комбинированной силовой установкой содержит фюзеляж, складываемые консоли крыла, два маршевых комбинированных двигателя, два маршевых ракетных двигателя, складывающиеся консоли переднего горизонтального оперения и кабину пилотов. Каждый маршевый двигатель имеет две ступени - турбовентиляторный двигатель и турбореактивный двигатель. В передней части фюзеляжа располагается обтекатель, внутри которого находятся двигатели бокового и вертикального разворота. На обтекателе расположены передние интерцепторы. В хвостовой части фюзеляжа располагается центральный газовод с кольцевым основанием, на котором установлен промежуточный газовод, который снабжен направляющими лопатками. На центральном газоводе установлен корпус привода промежуточного газовода. Турбореактивный двигатель имеет компрессор, турбину высокого давления и турбину низкого давления, которые расположены по внешней окружности корпуса турбореактивного двигателя. Турбина высокого давления имеет систему охлаждения. Группа изобретений направлена на повышение эффективности охлаждения турбины высокого давления турбореактивного двигателя гиперзвукового самолета. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 15 ил.

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к системе охлаждения двух турбин высокого давления турбореактивного двухконтурного двигателя самолета. Система охлаждения двух турбин высокого давления турбореактивного двухконтурного двигателя включает в себя корпус турбины, первую турбину высокого давления с лопатками и вторую турбину высокого давления. Первая турбина высокого давления расположена на наружном валу, на котором также расположены турбины компрессора второго контура. Вторая турбина высокого давления расположена на внутреннем валу, на котором также расположены турбины компрессора первого контура и турбины низкого давления. Внутри турбин высокого давления расположены внутренние испарители. Система содержит конденсатор, располагаемый снаружи корпуса фюзеляжа самолета, который соединен с компрессором и внутренними и наружными испарителями при помощи капиллярных трубок. Компрессор при помощи редуктора и зубчатой передачи подключен к первой турбине высокого давления, при этом наружные испарители расположены внутри бака с незамерзающей жидкостью. Достигается повышение эффективности охлаждения турбореактивного двигателя. 5 ил.

Изобретение относится к системам управления самолетом. Газодинамическая система управления для гиперзвукового самолета состоит из рабочей части и командной системы. Рабочая часть располагается в носовом обтекателе фюзеляжа самолета и состоит из основных и дополнительных двигателей вертикального и бокового разворота, расположенных по четырем сторонам обтекателя, и створок, которые закрывают отверстия в обтекателе около каждого двигателя разворота. Командная система представляет собой набор электропереключателей, реагирующих на положение штурвала, и проводов, соединяющих электропереключатели с рабочей частью. Основной и дополнительный двигатели разворота каждого направления запускаются последовательно. Каждый двигатель разворота запускается после полного открытия соответствующей створки. Изобретение направлено на повышение маневренности на гиперзвуковой скорости. 6 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области авиации и касается гиперзвуковых самолетов с газодинамической системой управления. Гиперзвуковой самолет содержит фюзеляж, консоли крыла, многодвигательный привод, два турбореактивных двигателя. Консоли крыла включают корневую, промежуточную и концевую секции, которые выполнены с крюком на концевой части и шарнирно соосно установлены в фюзеляже. Многодвигательный привод предназначен для изменения размаха крыла путем одновременного воздействия на концевые секции консолей крыла как силой рычага механизма, соединенного через винтовую передачу с валом электрического двигателя, установленного в продольной плоскости симметрии, так и моментом силы от вала соответствующего бокового электрического двигателя через планетарный редуктор. Турбореактивные двигатели выполнены с возможностью отбора газа в газодинамическую систему управления углом тангажа, крена и рысканья. Достигается уменьшение лобового сопротивления при полете с гиперзвуковой скоростью, повышение маневренности. 5 з.п. ф-лы, 18 ил.

Изобретение относится к области авиации

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано в тормозных устройствах транспортных средств с тормозными элементами, взаимодействующими с рельсами

Изобретение относится к области авиации

Изобретение относится к области авиационной техники, более конкретно к приводу механизма откидной части фонаря кабины самолета

Изобретение относится к области авиации

Изобретение относится к области авиации

Изобретение относится к области авиационной техники, более конкретно - к узлу расцепки откидной части фонаря самолета

Изобретение относится к области авиации, а именно к пассажирским сверхзвуковым самолетам, к самолетам с обратной стреловидностью крыла и к пассажирским самолетам, имеющим аварийно-спасательные модули

Изобретение относится к области авиации

Изобретение относится к области авиации

 


© Патентный поиск, поиск патентов на изобретения - FindPatent.RU 2012-2024
Политика конфиденциальности
Наверх