Патенты принадлежащие Сиротин Валерий Николаевич (RU)
Пассажирский самолёт с аварийно-спасательными модулями и комбинированной силовой установкой // 2781717
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.
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).
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.
РАКЕТНО-СТАРТОВЫЙ КОМПЛЕКС С РАКЕТНО-КАТАПУЛЬТНЫМ АППАРАТОМ ДЛЯ ПОЛЕТОВ НА ЛУНУ И ОБРАТНО // 2743061
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.
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.
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.
Камера сгорания для турбореактивного трехконтурного двигателя с двумя турбинами высокого давления // 2699161
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.
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.
Камера сгорания газотурбинного двигателя // 2670483
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.
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.
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.
СИСТЕМА ОХЛАЖДЕНИЯ ДВУХ ТУРБИН ВЫСОКОГО ДАВЛЕНИЯ ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВУХКОНТУРНОГО ДВИГАТЕЛЯ САМОЛЕТА // 2605143
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.
Изобретение относится к системам управления самолетом. Газодинамическая система управления для гиперзвукового самолета состоит из рабочей части и командной системы.
Изобретение относится к области авиации и касается гиперзвуковых самолетов с газодинамической системой управления. Гиперзвуковой самолет содержит фюзеляж, консоли крыла, многодвигательный привод, два турбореактивных двигателя.
Изобретение относится к области авиации. .
МЕХАНИЗМ ТОРМОЖЕНИЯ // 2440908
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. .
УЗЕЛ РАСЦЕПКИ ОТКИДНОЙ ЧАСТИ ФОНАРЯ САМОЛЕТА // 2359865
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. .
