Патенты автора Горшков Александр Александрович (RU)

Изобретение относится к машиностроению и касается конструкции рабочих колес паровых и газовых осевых турбин, а также осевых компрессоров, применяемых в силовых агрегатах транспортных средств и в стационарной теплоэнергетике. Диск рабочего колеса состоит из нескольких взаимопараллельных пластин, а рабочая лопатка выполнена из цельной полоски листового материала, перекинутой наперевес через штифт, вставленный в отверстия диска рабочего колеса, расположенные с отступом от края диска, т.е. без образования открытых пазов. За счет устранения большой сосредоточенной массы в месте крепления лопаток распределение массы по радиусу рабочего колеса приближается к равнопрочному. Создается резерв прочности для повышения окружной скорости с соответствующим повышением температуры и КПД турбины без необходимости применения более жаропрочных материалов. Упрощается конструкция лопаток и диска, повышается технологичность, обеспечивается экономическая целесообразность расширения области применения турбомашин в диапазоне средних и малых мощностей. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области космического ракетостроения, в частности к ракетным двигателям твердого дисперсного сыпучего топлива. Рабочая камера ракетного двигателя сыпучего топлива (РДСТ), содержащая камеру сгорания, сопло, заряд твердого топлива и теплозащитное покрытие, при этом рабочая камера содержит бункер сыпучего твердого топлива, днище бункера выполнено в виде поршня, расположенного в обечайке бункера с возможностью осевого перемещения, при этом на днище посредством подшипника закреплена рабочая камера двигателя, сообщающаяся с бункером посредством шлюзового механизма питания, и содержит щелевые каналы, через которые пропущены теплозащитные ленты, идущие вдоль стенок камеры через критическое сечение сопла с взаимным спиралеобразным перекрытием к механизму лентопротяжки, расположенному на срезе сопла, часть оболочки рабочей камеры, составляющая сопло и камеру сгорания, имеет форму двух конусов, плавно сопряженных между собой по узкой части, причем щелевые каналы для ввода теплозащитных лент образуются зазором между верхней конической частью указанной оболочки и отбортовкой днища рабочей камеры, выполненной в виде конического кольца, которое соединяется с вышеуказанной конической частью посредством силовых перемычек, рабочее сечение каждой из которых распределено вдоль образующей конуса. Изобретение обеспечивает уменьшение массы конструкции двигателя и увеличение рабочего ресурса. 4 ил.

Изобретение относится к ракетостроению и касается конструкции ракетного двигателя, работающего на сыпучем твердом топливе. Механизм питания ракетного двигателя содержит снабженный приводом вращения ротор с распределенными по его периферии ячейками, при этом он содержит несколько роторов, распределенных по периферии днища рабочей камеры ракетного двигателя, при этом днище рабочей камеры снабжено теплоотводом, выполненным в виде тепловой трубки, состоящей из вакуумированной камеры с жидкостью и капиллярного насоса. Изобретение обеспечивает экранирование днища рабочей камеры от излучения зоны горения, повышение качества процессов горения, а также уменьшение осевых габаритов двигателя. 2 ил.

Изобретение относится к ракетостроению и касается конструкции ракетного двигателя, работающего на сыпучем твердом топливе. Механизм теплозащиты камеры ракетного двигателя, содержащий набор экранирующих теплозащитных лент, расположенных у стенок в рабочей камере двигателя и перематываемых лентопротягивающим механизмом, расположенным на срезе сопла, при этом ленты введены в камеру двигателя через срез сопла, идут вдоль стенки сопла к днищу камеры сгорания, где установлены направляющие ролики, и далее идут к указанному лентопротягивающему механизму. Изобретение обеспечивает уменьшение мощности, затрачиваемой на перемотку ленты, а также повышение надежности работы механизма теплозащиты. 3 ил.

Изобретение относится к конструкции ракетных двигателей баллистических ракет и ракет-носителей, работающих на твердом дисперсном сыпучем топливе. Ракетный двигатель на сыпучем топливе, содержащий корпус, сопло, твердое топливо, снабжен топливным бункером расходуемой конструкции, днище которого выполнено в виде поршня с возможностью осевого перемещения относительно обечайки бункера, а также содержащий закрепленные на днище камеру сгорания с соплом и шлюзовый механизм питания, при этом блок камеры сгорания, сопла и шлюзового механизма питания соединены с днищем топливного бункера посредством подшипника, установленного соосно с осью тяги сопла, а обечайка бункера выполнена в виде ленточной обмотки, охватывающей массив сыпучего топлива, причем нижний конец ленты указанной обмотки пропущен через уплотнительное устройство в полость камеры сгорания и далее - через сопло, к механизму протяжки и обрезания ленты, установленному на срезе сопла. Изобретение обеспечивает повышение эффективности двигателя и увеличение времени работы. 4 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к ракетостроению и касается конструкции ракетного двигателя, работающего на сыпучем твердом топливе. Ракетная двигательная установка, содержащая камеру сгорания, сопло и твердое топливо, согласно изобретению она содержит бункер для твердого сыпучего топлива с днищем, которое установлено с возможностью осевого перемещения относительно обечайки бункера и на котором установлена рабочая камера ракетного двигателя, соединенная с бункером посредством шлюзового механизма питания и снабженная теплозащитой в виде пропущенных через ее полость лент, связанных с механизмом перемотки лент, установленным на срезе сопла, причем обечайка бункера образована кольцеобразными секциями, которые перекрещиваются с наложенными на них с внутренней стороны бункера вышеуказанными теплозащитными лентами, расположенными вдоль образующих обечайки бункера. Изобретение обеспечивает уменьшение массово-габаритных характеристик двигателя, управление тягой, а также запуск и выключение двигателя в полете. 3 ил.

Изобретение относится к космическому ракетостроению, а более конкретно к ракетам с двигателем твердого топлива. Ракета на твердом сыпучем топливе содержит бункер сыпучего твердого топлива, выполненный в виде обечайки, состоящей из плотно состыкованных между собой кольцевых секций и днища. Днище выполнено в виде поршня с возможностью перемещения в обечайке. На днище жестко закреплена камера маршевого двигателя, который связан с крышкой бункера системой тросов, связанных с лебедками. Тросы располагаются по краю поперечного сечения бункера и входят во взаимодействие с указанными кольцевыми секциями бункера с помощью средств, предотвращающих скольжение кольцевых секций относительно тросов. Лебедки установлены на днище бункера. Достигается упрощение конструкции. 1 ил.

Изобретение относится к технике реактивного движения и может быть использовано для создания высокоскоростных боеприпасов наземного и воздушного применения. Реактивный снаряд состоит из свободно вложенных друг в друга и последовательно отделяющихся твердотопливных ступеней, снабженных механизмом автоматической передачи горения из одной ступени в другую. При этом отделяющиеся ступени имеют на своей поверхности аэродинамические элементы, расположенные винтообразно и служащие для раскрутки снаряда после старта, а на последней неотделяемой ступени расположены аэродинамические рули, посредством которых можно на заключительном участке полета затормозить вращение и производить точное наведение на цель посредством управления по крену, курсу и тангажу. Изобретение обеспечивает упрощение конструкции и применение реактивного принципа достижения гиперзвуковых скоростей для малоразмерных боеприпасов. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к малоразмерному космическому ракетостроению, специализирующемуся на создании высокоточного метательного оружия с использованием кинетической энергии готовых поражающих элементов (ГПЭ) в качестве главного поражающего фактора, а также при использовании вакуума околоземного космического пространства в качестве среды для разгона поражающих элементов. Разгон осуществляется баллистической ракетой, использующей твердое топливо в дисперсном сыпучем состоянии, расположенное в бункере, масса конструкции которого непрерывно (точнее квазинепрервыно) отбрасывается по мере расхода топлива. Этим обеспечивается возможность обойтись одноступенчатой схемой ракеты, а также увеличить долю полезной боевой нагрузки в суборбитальной части конструкции аппарата. Появляется возможность обойтись одним маршевым двигателем. При этом ГПЭ располагаются в отделяемом спускаемом аппарате, корпус которого вписан в конус с углом заострения меньшим угла Маха при входе в атмосферу. При этом стабилизация ориентации спускаемого аппарата обеспечивается за счет раскрутки носовой части спускаемого аппарата вокруг оси, совпадающей с направлением входа в атмосферу земли. Кормовая часть спускаемого аппарата соединена с носовой частью посредством подшипника. При этом она не вращается и в ней расположены аэродинамические рули для управления креном, курсом и тангажем, используемые для маневрирования и наведения на цель. Обеспечивается превосходство данной системы вооружения перед крылатыми ракетами по энергетической эффективности, устойчивости к перехвату, а также бронебойности, т.к. ГПЭ имеют скорость существенно превосходящую скорость струи кумулятивных боеприпасов. 5 з.п. ф-лы, 8 ил.

Использование: изобретение относится к технике высокоточного кибернетического оружия. Сущность: с борта базового летательного аппарата - самолета или крылатой ракеты сбрасывается множество планеров малого размера - микропланеров, снабженных системой оптической связи между собой. Планеры образуют облако, осуществляющее управляемый полет, и выполняют функцию ретрансляционной сети, необходимой для функционирования системы. При этом навигационное позиционирование планеров производится с использованием данных по измерению времени задержки сигналов, циркулирующих в указанной оптической системе связи. В процессе полета планеров производится разведка местности, в частности телевизионная, а также производится ударное воздействие, осуществляемое с использованием небольших боезарядов, имеющихся на борту планеров. При этом планеры пилотируются так, что они приходят в точку подрыва с разных сторон и в один и тот же момент времени. Разреженность облака планеров в сочетании с большой их численностью исключает возможность его перехвата на пути к цели. При достижении цели облако стягивается в точку. При этом мощности взрыва отдельных элементов складываются с кумулятивным эффектом. Технический результат: обеспечивается неуязвимость системы при преодолении ею системы ПВО, в частности объектовой; повышается надежность и достоверность передачи разведданных, в частности данных целеуказания, а также уменьшается опасность поражения расположенных рядом невоенных объектов в случае промаха. 3 н. и 1 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к ракетостроению и может быть применено для ракет и других летательных аппаратов космического и воздушного применения. Описан ракетный двигатель (РД), содержащий сопло и камеру сгорания, соединенную посредством насоса с емкостью, в которой расположено топливо, согласно изобретению топливо находится в твердом дисперсном сыпучем состоянии, емкость представляет собой бункер, а насос представляет собой шлюзовой механизм питания, содержащий корпус со входным и выходным патрубками и установленный в корпусе соединенный с приводом движения подвижный элемент с полостью, способной совмещаться с указанными патрубками поочередно. Обечайка бункера составлена из кольцевых секций, связанных между собой замковыми связями, а днище бункера выполнено в виде поршня, на котором закреплена камера сгорания с соплом и указанным шлюзовым механизмом питания. Изобретение обеспечивает упрощение конструкции, повышение надежности и безопасности двигателя при повреждении его конструкции. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к подводному судостроению и касается конструкции подводных транспортных средств. Малошумный самодвижущийся подводный аппарат содержит обтекаемый корпус с расположенной внутри него силовой установкой, которая соединена с движителем. Поверхность корпуса покрыта гибкими лентами, уложенными вдоль направления движения аппарата и имеющими взаимное перекрытие в поперечном направлении. Ленты выполнены в виде колец, которые замыкаются посредством роликов через тоннель, сообщающийся по давлению с окружающей средой и проложенный внутри корпуса аппарата, а также соединяются с двигателем, предназначенным для синхронной перемотки лент во время движения. Достигается снижение шумности самодвижущегося подводного аппарата. 2 ил.

Изобретение может быть использовано в двигателях внутреннего сгорания. Способ работы двигателя внутреннего сгорания заключается в том, что предварительно приготовленную сжатую горючую смесь всасывают через впускной клапан (12) в надпоршневое пространство рабочего цилиндра (8) за счет опускания поршня (24) от положения, максимально близкого к крышке цилиндра. Поджигают горючую смесь с помощью расположенной в крышке цилиндра свечи (16). Расширяют полученные продукты сгорания, за счет продолжающегося опускания поршня (24), с передачей работы на выходной вал (14). Поджигание горючей смеси производят в самом начале процесса всасывания ее в цилиндр (8), располагая свечу (16) в потоке выходящей из впускного клапана (12) горючей смеси. Впускной клапан (12) оставляют в процессе горения открытым. Закрывают впускной клапан (12) в момент опускания поршня (24) на величину, равную полному ходу поршня, поделенному на заданную степень адиабатического расширения в рабочем цикле двигателя. Технический результат заключается в более полном расширение продуктов сгорания. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям летательных аппаратов вертикального взлета и посадки. Безаэродромный летательный аппарат содержит фюзеляж и установленный на нем несущий ротор с лопастями, соединенными с механизмом циклического изменения угла атаки лопастей. Несущий ротор выполнен в виде барабана, ось вращения которого направлена, преимущественно, вдоль направления полета летательного аппарата, а лопасти ориентированы своей длиной вдоль образующей цилиндрической боковой поверхности барабана. Механизм циклического изменения угла атаки лопастей выполнен в виде кривошипа, установленного на неподвижном относительно фюзеляжа основании с возможностью двухкоординатного изменения своего положения в плоскости вращения несущего барабана. Аппарат содержит два устройства циклического управления углом атаки лопастей, соединенных с разными участками длины каждой лопасти и с независимыми каналами управления. Обеспечивается повышение надежности и ресурса работы механизмов несущего ротора, уменьшение шума от лопастей, снижение опасности, создаваемой вращающимися частями. 7 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям несущих винтов винтокрылых летательных аппаратов. Втулка воздушного винта содержит автомат перекоса, выполненный в виде расположенной у оси вала винта тарелки с управляемыми приводами ее перемещения вдоль оси вала и отклонения ее плоскости по двум углам. Вал винта выполнен в виде силового кольца, охватывающего тарелку автомата перекоса. Тарелка имеет три распределенных по окружности отверстия, через которые пропущены три соответствующих винта, соединенных с закрепленными на неподвижном основании приводами управления. Гайки винтов расположены в отверстиях тарелки и соединены с тарелкой посредством двухосных карданных шарниров. Кольцо тарелки соединено с поводком одной из лопастей винта посредством трехосного шарового шарнира, имеющего возможность свободного перемещения вдоль одной из осей шарнира, которая ориентирована вдоль радиуса периферийного кольца тарелки, а с поводками остальных лопастей винта периферийное кольцо тарелки связано посредством трехосного шарового шарнира, имеющего подвижность в двух координатах вдоль плоскости тарелки. Обеспечивается уменьшение габаритных размеров втулки, улучшение ее обтекаемости, снижение массы конструкции. 2 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к дозаправке летательных аппаратов в воздухе. Способ дозаправки летательного аппарата в воздухе заключается в максимально возможном сближении заправляющего (1) и заправляемого (5) летательных аппаратов. Заправляющий летательный аппарат (1) с помощью сопла (2) формирует направленную струю (9) жидкого топлива, которую ориентируют путем управления угловой ориентацией сопла в режиме обратной связи таким образом, чтобы струя (9) попадала в топливоприемное отверстие (7) в поверхности заправляемого летательного аппарата (5), открываемое на время дозаправки. Достигается сокращение времени дозаправки. 2 ил.

Изобретение относится к конструкции шасси транспортного средства. Роликовое средство передвижения содержит множество неприводных роликов, оси которых соединены с элементами их опоры на землю, а также содержащее рельс, взаимодействующий с роликами в режиме качения. Оси роликов соединены между собой гибким тросом, замкнутым в кольцо, которое охватывает шкивы, установленные на кузове транспортного средства. Рельс выполнен в виде жесткого замкнутого кольца овальной формы, имеющего прямолинейный участок и закрепленного на кузове транспортного средства. Достигается обеспечение сочетания высокой проходимости транспортного средства с малым сопротивлением перемещению по твердой поверхности, в том числе по бездорожью, а также увеличение скорости и срока службы транспортного средства. 2 з.п. ф-лы, 5 ил.

ВЕРТОЛЁТ // 2742513
Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям несущих систем вертолетов. Вертолет содержит соединенный с двигателем несущий винт (НВ), втулку винта, соединенную с фюзеляжем посредством стержня с шарнирами на концах и шести растяжек управляемой длины. Верхние концы указанных растяжек присоединены к невращающемуся основанию втулки НВ в трех точках, расположенных по треугольнику, охватывающему шарнир крепления указанного стержня. Нижние концы растяжек, аналогичным образом прикреплены к фюзеляжу. Лопасти НВ шарнирно закреплены на силовом кольце, выполняющем функцию приводного вала, а двигатель и редуктор установлены внутри указанного силового кольца. Вертолет содержит два рулевых винта, с электроприводами и ограждающими кольцами, установленные в хвостовой и носовой частях фюзеляжа. Обеспечивается возможность управления вертолетом, имеющим несущий винт с фиксированным шагом лопастей, повышение надежности и безопасности вертолета. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности, к конструкциям летательных аппаратов вертикального взлета и посадки. Самолет вертикального взлета и посадки (СВВП) содержит фюзеляж, крыло и воздушный винт изменяемого шага, ось которого расположена вдоль продольной оси фюзеляжа. СВВП также содержит хвостовое шасси, обеспечивающее вертикальное расположение продольной оси фюзеляжа при взлете и посадке, выполненное в виде длинных шарнирно прикрепленных к фюзеляжу гидроцилиндров. Воздушный винт расположен в носовой части фюзеляжа и снабжен автоматом перекоса. Хвостовой обтекатель, лишенный хвостового оперения, выполнен с возможностью дистанционно управляемого складывания и раскладывания в полете, а гидроцилиндры шасси выполнены с возможностью убирания в полете под указанный хвостовой обтекатель. Обеспечивается уменьшение аэродинамического сопротивления самолета, повышение скорости, экономичности и дальности полета. 2 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к авиационным системам сбора информации. Многофункциональная аэродинамическая распределенная система включает в себя множество беспилотных самолетов вертикального взлета и посадки, каждый из которых содержит расположенный в головной части фюзеляжа воздушный винт изменяемого шага с автоматом перекоса, а также хвостовое шасси, обеспечивающее вертикальное положение фюзеляжа при взлете и посадке. В полете шасси складывается с образованием конического хвостового обтекателя. Хвостовое оперение отсутствует. Управление летательным аппаратом осуществляется изменением циклического шага винта и элеронами. Система связи построена с применением оптической связи между соседними элементами системы в пределах прямой видимости. Она же используется в качестве системы навигации и позиционирования отдельных элементов с применением триангуляции по опорным точкам. Обеспечивается повышение дальности действия системы, устойчивости к помехам и живучести в условиях активного противодействия. 3 ил.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть применено в двигателях внутреннего сгорания и компрессорах. Механизм содержит обойму 5 силового кривошипа 4, с которой шарнирно связаны шатуны 3. Обойма дополнительно соединена с основанием 9 посредством параллелограммного механизма. Коренной шатун при этом может быть устранен. Этим обеспечивается конструктивная и функциональная симметричность работы всех цилиндров звездообразного механизма, что позволяет уменьшить габариты и вес. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к двигателестроению

Изобретение относится к легкой транспортной авиации, в частности к созданию маломестных безаэродромных летательных аппаратов

 


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