Патенты автора Саттаров Альберт Габдулбарович (RU)
Изобретение относится к космическим аппаратам (КА) и их управляющим устройствам, в частности к двигателям ориентации, стабилизации и коррекции КА в пространстве. В двигателе происходит генерирование лазерного излучения и подача его в импульсном режиме через фокусирующую линзу на заднюю стенку цилиндрического канала. Одновременно с этим в цилиндрический канал с помощью электроклапана подают из бака находящееся под давлением рабочее тело. На задней стенке цилиндрического канала возникает импульсный приповерхностный оптический разряд. Поток рабочего тела разогревается, ускоряется и истекает во внешнее пространство, создавая импульс тяги. Достигается повышение удельного импульса лазерного ракетного двигателя КА с малой массой, уменьшение расхода рабочего тела и снижение массогабаритных характеристик. 1 ил.
Изобретение относится к способам и устройствам воспламенения топливно-воздушной смеси и стабилизации горения в энергетических установках. Изобретение может найти применение в камерах сгорания энергетических установок, в частности в системах воспламенения топливно-воздушной смеси и стабилизации горения воздушно-реактивных двигателей. Предложены способ воспламенения и стабилизации горения топливно-воздушной смеси импульсным оптическим квазистационарным разрядом и устройство его реализации. Техническим результатом является повышение надежности воспламенения и улучшение стабилизации горения углеводородных топлив за счет импульсных оптических квазистационарных разрядов и образуемых в результате данных разрядов плазменных образований (плазмоидов) в камере сгорания энергетической установки, в частности, при работе при низких статических температурах и давлении, на бедных и обедненных смесях, при высоких скоростях потоков в воздушно-реактивных двигателях. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 1 ил.
Изобретение относится к двигательным системам космических летательных аппаратов (КЛА). Предлагаемый способ включает генерирование лазерного излучения и его подачу на мишень. В результате абляции образуется поток частиц испаренного вещества с поверхности мишени, создающий импульс тяги КЛА. Мишень изготовлена из вещества с высокой удельной теплотой испарения (q=104–105 Дж/г) и выполнена в форме конуса с углом 45-80° между его образующей и осью. Поток частиц при помощи кольцевого отражателя в нижней части двигателя направляют в сторону, противоположную направлению движения КЛА. Техническим результатом является обеспечение устойчивости КЛА по тангажу и рысканию, а также - высокого импульса тяги (при скорости истечения испаренных частиц 4-6 км/с). 1 з.п. ф-лы, 4 ил.
Изобретение относится к ракетным двигателям космических летательных аппаратов (КЛА), преимущественно с внешним подводом энергии. Предлагаемый двигатель состоит из лазерного источника и мишени с трудноиспаряемым веществом (уд. теплота испарения 104-105 Дж/г), создающим тягу двигателя. Мишень выполнена в виде конуса, угол между образующей которого и осью конуса составляет 45°<β<80°. В нижней части корпуса двигателя размещен кольцевой отражатель, направляющий поток испаренных частиц в сторону, противоположную направлению движения КЛА. Техническим результатом является обеспечение устойчивости движения КЛА по тангажу и рысканию, а также увеличение импульса тяги. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а конкретно к авиационным свечам зажигания, в которых для поджига топливной смеси «керосин + воздух» используется импульсный оптический разряд, в котором энергия лазерного излучения концентрируется в заранее заданном фокусе F. Авиационная лазерная свеча зажигания содержит лазерную установку, состоящую из блока питания (1) и излучателя (2), излучающего энергию в виде лазерного луча (3), оптоволокно (4), цилиндрический корпус (5), состоящий из составных частей: (7, 8, 9, 10, 11), через которые проходит канал (6) для прохождения энергии в виде лазерного луча 3, рассеивающую линзу (12) с уплотнительным кольцом (13), фокусирующую линзу (14) с уплотнительным кольцом (15), материал (16) с малым коэффициентом расширения и уплотнительным кольцом (17). Технический результат - в концентрации энергии оптического разряда в заранее заданном фокусе и в повышении надежности поджига топливной смеси «керосин + воздух» путем снижения вероятности оптического пробоя в длиином канале лазерной свечи. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 1 ил.
ЛАЗЕРНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ (ВАРИАНТЫ) // 2559030
Изобретение относится к реактивным двигателям летательных аппаратов, преимущественно орбитальных и аэрокосмических аппаратов. Технический результат - повышение КПД, удельного импульса и ресурса работы лазерного ракетного двигателя. Лазерный ракетный двигатель (ЛРД) (вариант 1) содержит систему двух отражающих (3) и фокусирующих (4) зеркал, расположенных в герметичной предварительной камере (5), сообщенной с камерой поглощения (7) посредством газодинамического окна (6), систему подачи рабочего тела, сверхзвуковое сопло (8), тракт охлаждения (9). Вход для лазерного излучения в предварительную камеру (5) обеспечивается двумя твердыми охлаждаемыми окнами (2), прозрачными для применяемого вида лазерного излучения, при этом давление в предварительной камере (5) выше, чем в камере поглощения (7), а два зеркала (1), отражающие внешнее лазерное излучение, расположены снаружи лазерного ракетного двигателя. ЛРД (вариант 2) содержит систему конического отражающего (3) и фокусирующего (4) зеркал, расположенных в герметичной предварительной камере (5), сообщенной с камерой поглощения (7) посредством газодинамического окна (6), систему подачи рабочего тела - коллектор (10) тракт охлаждения (9), сверхзвуковое сопло (8). Вход лазерного излучения в предварительную камеру (5) обеспечивается кольцевым твердым охлаждаемым окном (2), прозрачным для лазерного излучения, причем давление в предварительной камере (5) выше, чем в камере поглощения (7), а коническое зеркало (1), отражающее внешнее лазерное излучение в двигатель, расположено снаружи лазерного ракетного двигателя. Оптические центры наружного (1), внутреннего (3) отражающих зеркал и твердого окна (2) находятся на одной оси. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.
СПОСОБ ОРГАНИЗАЦИИ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА В ЛАЗЕРНОМ РАКЕТНОМ ДВИГАТЕЛЕ И ЛАЗЕРНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ // 2484280
Изобретение относится к реактивным двигателям летательных аппаратов, преимущественно орбитальных и аэрокосмических аппаратов
Изобретение относится к технике создания ракетных двигательных установок и может быть использовано для орбитальных и аэрокосмических аппаратов
СПОСОБ ОРГАНИЗАЦИИ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА В ЛАЗЕРНОМ РАКЕТНОМ ДВИГАТЕЛЕ И ЛАЗЕРНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ // 2458248
Изобретение относится к области реактивных двигательных установок, а именно к ракетным двигателям, и предназначено для управления малыми космическими аппаратами
СПОСОБ ОРГАНИЗАЦИИ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА В ЛАЗЕРНОМ РАКЕТНОМ ДВИГАТЕЛЕ И ЛАЗЕРНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ // 2442019
Изобретение относится к ракетным двигателям, основанным на получении тяги путем поглощения лазерного излучения, и предназначено для управления малыми космическими аппаратами
СПОСОБ ОРГАНИЗАЦИИ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА В ЛАЗЕРНОМ РАКЕТНОМ ДВИГАТЕЛЕ И ЛАЗЕРНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ // 2439360
Изобретение относится к области реактивных двигательных установок, а именно к реактивным двигателям, основанным на получении тяги в результате поглощения лазерного излучения, и предназначено для управления малыми космическими аппаратами
Изобретение относится к автомобилестроению, а конкретно к системам воспламенения топливовоздушной смеси (ТВС) в двигателях внутреннего сгорания (ДВС)
