Патенты автора Носков Геннадий Павлович (RU)
Изобретение относится к авиационной технике и предназначено для измерения аэродинамических нагрузок, действующих на планирующий парашют (ПП) в процессе интенсивного затягивания строп управления перед посадкой с целью уменьшения скорости приземления - "динамическом подрыве" купола. Устройство содержит основание, узлы крепления основных строп, тензовесы, шарниры с датчиками углов тангажа и крена. На основании шарнирно закреплена платформа с размещенными на ней механизмами изменения длины для стропы управления, между платформой и узлами крепления основных строп установлены независимые друг от друга измерительные блоки определения вектора силы натяжения основных строп. Технический результат заключается в расширении функциональных возможностей и повышении точности определения характеристик: возможность определения нестационарных нагрузок, действующих на парашют при затягивании строп управления, возможность регистрации угловых параметров движения парашюта, повышение точности измерения величины и скорости перемещения строп управления. 9 з.п. ф-лы, 2 ил.
Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к силовым установкам летательных аппаратов, и может найти применение при разработке прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ПВРД). Изобретение позволяет повысить эффективность процесса горения жидкого углеводородного топлива ПВРД в широком диапазоне скоростей и высот полета летательного аппарата. Камера сгорания ПВРД содержит проточный термохимический реактор с входным и выходным устройствами. Выходное устройство выполнено в виде дозвукового щелевого сопла с расположенными на щелях на внешней поверхности стенок сопла полыми смесительными лепестками, вершины которых установлены по кругу образующих реактора и камеры сгорания. Причем площадь канала входного устройства реактора составляет 30-40% по отношению к площади канала камеры сгорания в том же сечении. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.
Изобретение относится к области авиационной техники и касается, в частности, экспериментальных установок, предназначенных для исследования термохимической конверсии топлива и аэродинамических характеристик камер сгорания прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ПВРД). Сущность изобретения состоит в том, что в стенде для исследования рабочего процесса в прямоточной камере сгорания, содержащем камеру сгорания с трубопроводом подачи воздуха, систему регулирования подачей воздуха, термохимический реактор, соединенный с трубопроводом подачи воздуха для проведения конверсии углеводородного топлива, и систему топливоподачи, на входе в термохимический реактор установлен регулятор давления воздуха и трубка Вентури, а выход термохимического реактора соединен с инжекторами камеры сгорания. Термохимический реактор содержит проточный газопламенный воздухоподогреватель и соединенный с ним дополнительной трубкой Вентури конвертор, в котором расположены форсунки для подачи углеводородного топлива. Отношение объема конвертора к площади критического сечения инжекторов составляет а канал конвертора выполнен расширяющимся с суммарным углом расширения, равным δ≤5°. Получено экспериментальное подтверждение эффективности предложенного изобретения, в котором технический результат достигнут за счет регулирования режима работы термохимического реактора независимо от режима работы камеры сгорания. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.
Изобретение относится к авиационной технике и предназначено для измерения аэродинамических нагрузок, действующих на планирующий парашют (ПП) в воздушном потоке аэродинамической трубы (АДТ) при различных углах атаки и скольжения. Устройство содержит основание, установленную на нем платформу, наклонные опорные балки, узлы крепления строп, верхние и нижние тензовесы, шарнирный механизм угла атаки, силовую стойку, причем платформа закреплена на силовой стойке, между платформой и узлами крепления строп установлены независимые измерительные блоки, как минимум содержащие нижние тензовесы, соединенные с узлами крепления строп, и датчики крена и тангажа. Платформа закреплена на силовой стойке с возможностью перемещения по направляющим при помощи механизма выдвижения-уборки. Шарнирный механизм угла атаки содержит механизм изменения расстояния между наклонными опорными балками. В отличие от прототипа стропы ПП с двумя коушами не касаются элементов устройства и результаты измерения нагрузок не будут искажаться; используются нижние тензовесы с меньшим числом компонентов, нет ограничений для испытаний ПП с большим размахом крыла. Технический результат заключается в повышении полноты и информативности получаемых данных при подготовке и во время испытаний, расширении возможностей устройства, обеспечении проведения испытаний планирующего парашюта (ПП) с одним, двумя и более коушами, обеспечении испытаний ПП с увеличенным размахом, использовании весов с меньшим числом компонентов. 10 з.п. ф-лы, 3 ил.
Изобретение относится к авиационной технике и предназначено для измерения аэродинамических сил и моментов, действующих на купол планирующего парашюта (ПП) в потоке аэродинамической трубы (АДТ) при различных углах атаки и скольжения. Устройство используется следующим образом. После ввода в поток модель парашюта фиксируется в потоке АДТ в балансировочном положении с помощью предлагаемого устройства. Качество фиксации контролируется по показаниям измерений тензовесов и данным обработки видеосъемки и, при необходимости, корректируется. Перемещение модели парашюта в потоке и подтяг строп управления осуществляются с помощью дистанционно управляемых приводов. В процессе испытаний одновременно с измерением тензовесами аэродинамических нагрузок осуществляется синхронная видеосъемка модели парашюта с помощью видеокамер, расположенных в рабочей части АДТ, количество которых выбирается так, чтобы каждый маркер, нанесенный на поверхность модели, был виден не менее чем с двух видеокамер. По завершении программы испытаний измерения аэродинамических нагрузок на парашют соотносятся с реальными условиям его обтекания (углами атаки и скольжения), полученными путем обработки данных видеосъемки. Технический результат заключается в сокращении времени подготовки и проведения эксперимента, снижении погрешностей в определении аэродинамических характеристик парашюта, обеспечении возможности проведения испытаний ПП различных размеров, а также при различном положении строп управления, меняя его в ходе эксперимента без остановки АДТ. 3 н. и 5 з.п. ф-лы, 4 ил.
Изобретение относится к области аэродинамических испытаний, в частности к установкам для исследования режима реверса тяги силовой установки летательного аппарата при движении летательного аппарата по взлетно-посадочной полосе
СПОСОБ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ИСПЫТАНИЙ МОДЕЛИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА И СТЕНД ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ // 2421701
Изобретение относится к аэродинамическим испытаниям на установках для исследования аэродинамических характеристик летательных аппаратов при работе силовой установки в режиме реверса тяги при движении летательного аппарата по взлетно-посадочной полосе
