Патенты принадлежащие АЭРОДЖЕТ РОКЕТДАЙН, ИНК. (US)
МЕДНАЯ КАМЕРА СГОРАНИЯ С КРЕПЛЕНИЕМ К ФОРСУНОЧНОЙ ГОЛОВКЕ ЧЕРЕЗ БЕЗМЕДНОЕ ВВАРНОЕ ПЕРЕХОДНОЕ КОЛЬЦО // 2768662
Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Ракетный двигатель содержит камеру сгорания из медного сплава, безмедное вварное переходное кольцо, приваренное к камере сгорания из медного сплава, и форсуночную головку, приваренную к безмедному вварному переходному кольцу.
Группа изобретений относится к вариантам содержащей гидразин композиции для применения в качестве компонента ракетного топлива или промышленного растворителя. Композиция по первому варианту включает жидкую смесь, содержащую от 5 мол.% до 95 мол.% соединения, выбранного из группы, состоящей из гидразина, монометилгидразина, диметилгидразина, этилгидразина и их комбинаций, при этом указанное соединение имеет первое давление пара.
Изобретение относится к области электротехники, в частности к электрическим двигательным установкам. Технический результат заключается в обеспечении высокой скорости истечения выхлопных газов и эффективном использовании топлива.
Настоящее изобретение относится к насосу, содержащему вал, выполненный с возможностью вращения вокруг центральной оси. На валу установлен индуктор, содержащий лопасть индуктора и кожух индуктора, прикрепленный на внешнем конце лопасти индуктора.
Изобретение относится к форсунке для жидкостного ракетного двигателя, которая включает в себя массив форсуночных элементов. Каждый форсуночный элемент включает в себя центральный канал и множество периферийных поперечных каналов.
ФОРСУНОЧНЫЙ ЭЛЕМЕНТ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ // 2739851
Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Форсуночный элемент жидкостного ракетного двигателя включает в себя канал для окислителя, центральную полость, соединенную по текучей среде с каналом для окислителя ниже по потоку от канала для окислителя, первое кольцевое пространство, по меньшей мере частично охватывающее канал для окислителя и соединенное по текучей среде с источником воспламеняющей жидкости ниже по потоку от источника воспламеняющей жидкости, и второе кольцевое пространство, по меньшей мере частично охватывающее канал для окислителя и соединенное по текучей среде с источником горючего ниже по потоку от источника горючего.
Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Система (22) управления потоком содержит сеть (34) топливных каналов, содержащую первую (36) и вторую (38) части сети, расположенные друг относительно друга с возможностью параллельного протекания по ним потоков.
Изобретение относится к аддитивному способу изготовления. Техническим результатом является расширение арсенала технических средств изготовления топливных элементов.
ЦЕПЬ ПИТАНИЯ ЭЛЕКТРОРАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ // 2660678
Изобретение относится к цепям питания электроракетного двигателя. Цепь (400, 700, 800) содержит первый источник (402) питания, подающий первый ток на нагрузку (470) в течение первого периода времени («ПВ»); второй источник (416) питания, подающий второй ток на указанную нагрузку в течение второго ПВ; однонаправленный токовый клапан («ОТК»), включенный последовательно с первым источником питания; детектор (420, 702, 802) тока, включенный последовательно с (ОТК) (422); и выключатель (424), включенный параллельно последовательной цепи указанных детектора тока и ОТК, чтобы шунтировать ОТК во второй ПВ.
Система (300, 400) и способы (500) испытания реактивного двигателя (100) малой тяги в вакуумной среде. Способы включают в себя: помещение реактивного двигателя малой тяги в вакуумную камеру, которая, по меньшей мере частично, заземлена; удаление из вакуумной камеры по меньшей мере одного газа для обеспечивания вакуумной среды; запуск реактивного двигателя малой тяги с целью создания пучка электронов; и/или электроизолирование электронов пучка от, по меньшей мере, одной электропроводящей поверхности вакуумной камеры.
