Патенты принадлежащие Болотин Николай Борисович (RU)

Изобретение относится к энергетическим машинам, конкретно к лазерным свечам зажигания с форкамерой, и может найти применение в транспорте и в теплоэнергетике.

Изобретение относится к энергетическим машинам, конкретно к лазерным свечам зажигания с форкамерой, и может найти применение в транспорте и в теплоэнергетике.
Изобретение относится к энергетическим машинам, конкретно к лазерным свечам зажигания с форкамерой, и может найти применение в транспорте и в теплоэнергетике.

Группа изобретений относится к энергетическим машинам, конкретно к лазерным свечам зажигания с форкамерой, и может найти применение в транспорте и в теплоэнергетике.

Изобретение относится к энергетике и двигателестроению, конкретно к средствам воспламенения топливовоздушной смеси преимущественно в двигателях внутреннего сгорания (ДВС).

Газоперекачивающий агрегат содержит воздушный тракт, содержащий, в свою очередь, воздухозаборник, компрессор, камеру сгорания, газовую турбину, вал, соединяющий компрессор и газовую турбину, свободную турбину, соединенную с газовым компрессором и систему подачи топливного газа в камеру сгорания с топливопроводом.

Группа изобретений относится к камерам сгорания газотурбинных двигателей и может найти применение в авиационных и стационарных газотурбинных двигателях, в том числе на газоперекачивающих агрегатах.

Камера сгорания газотурбинного двигателя содержит внешний корпус, жаровую трубу, форсуночную плиту и форсунки, кольцевой коллектор.

Изобретение относится к энергетике. Система активации топливного газа, содержащая активатор со средством активации, установленным на корпусе активатора, имеющем полость активации, и соединенным с источником энергии, отличающаяся тем, что средство активации выполнено с возможностью лазерного излучения в полость активации, а на внутренней стенке корпуса активатора установлена система зеркал.

Изобретение относится к энергетике и может быть использовано в двигателестроении и в автомобильной промышленности.

Изобретение относится к энергетике и может быть использовано в двигателестроении и в автомобильной промышленности.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть применено для запуска ЖРД. Жидкостной ракетный двигатель содержит блок управления, камеру, турбонасосный агрегат, содержащий установленные на валу турбину, насосы окислителя и горючего и газогенератор, установленный на нем и соединенный газоводом с камерой, запальные устройства на камере сгорания и газогенераторе, электрогенератор, установленный на валу турбонасосного агрегата, соединенный силовыми кабелями с средством интенсификации горения, при этом в качестве средства интенсификации горения применены СВЧ-излучатели, установленные на поверхности камеры и/или газогенератора.

Изобретение относится к энергетике. Камера сгорания газотурбинного двигателя, содержащая внешний корпус, жаровую трубу и плиту кольцевой формы с установленными на ней форсуночными модулями и топливный коллектор, соединенный с плитой и установленный в воздушной полости перед форсуночной плитой, полость которого соединена с одной стороны с топливопроводом, а с другой топливными каналами с форсуночными модулями, содержащими струйную топливную форсунку и каналы подвода и закрутки воздуха.

Группа изобретений относится к двигателестроению. Технический результат заключается в повышении мощности и надежности свечи зажигания двигателя при улучшении ее охлаждения.

Изобретение относится к энергетике. Газоперекачивающий агрегат, содержащий воздушный тракт, содержащий, в свою очередь, воздухозаборник, компрессор, камеру сгорания, газовую турбину, вал, соединяющий компрессор и газовую турбину, свободную турбину, соединенную с газовым компрессором, и систему подачи топливного газа в камеру сгорания с топливопроводом, причём система подачи топливного газа содержит электролизер воды и смеситель водорода и кислорода с топливным газом, установленным перед камерой сгорания, при этом к смесителю присоединена система подачи воды.

Группа изобретений относится к ракетной технике и может быть применена для многоразовых возвращаемых ракетно-космический систем.

Группа изобретений относится к многоразовым возвращаемым ракетно-космическим системам, способным совершать пилотируемый полет в атмосфере.

Группа изобретений относится к многоразовым возвращаемым ракетно-космическим системам, способным совершать пилотируемый полет в атмосфере.

Группа изобретений относится к ракетной технике. Ракета-носитель (РН) содержит как минимум одну возвращаемую ступень с крыльями и хвостовым оперением, маршевую и управляющую двигательные установки.

Группа изобретений относится к ракетной технике и может быть применена для многоразовых возвращаемых ракетно-космический систем.

Группа изобретений относится к многоразовым возвращаемым ракетно-космическим системам, способным совершать пилотируемый полет в атмосфере.

Группа изобретений относится к многоразовым возвращаемым ракетно-космическим системам, способным совершать пилотируемый полет в атмосфере.

Группа изобретений относится к ракетной технике. Ракета-носитель (РН) содержит как минимум одну возвращаемую ступень с крыльями и хвостовым оперением, маршевую и управляющую двигательные установки.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть применено для многоразовых возвращаемых ракетно-космических систем, способных совершать пилотируемый полет в атмосфере.

Группа изобретений относится к ракетной технике и может быть применена для многоразовых возвращаемых ракетно-космический систем, способных совершать пилотируемый полет в атмосфере.

Изобретение относится к нефтегазодобывающей промышленности, в частности к скважинным фильтрам. Устройство включает два ниппеля и по меньшей мере один фильтрующий элемент, выполненный между ограничительными кольцами, из проволоки, намотанной на продольные элементы по спирали.

Изобретение относится к нефтегазодобывающей промышленности и может быть использовано при добыче газа и нефти.

Двигательная установка гиперзвукового самолета содержит мотогондолу, воздухозаборник, корпус, компрессор с ротором компрессора, камеру сгорания, установленную за компрессором и соединенную с ним воздушным трактом, газовую турбину, реактивное сопло и топливную систему, соединенную с камерой сгорания.

Использование: в области электротехники. Технический результат - повышение надежности работы мобильного средства связи за счет увеличения ресурса работы аккумулятора без подзарядки от внешнего устройства зарядки.

Двигательная установка гиперзвукового самолета содержит фюзеляж, воздухозаборник, корпус, компрессора низкого, среднего и высокого давления с роторами, камеру сгорания, установленную за компрессором высокого давления, газовую турбину, первый вал, соединяющий компрессор низкого давления и газовую турбину, реактивное сопло и топливную систему, использующую водород, соединенную с камерой сгорания.

Двигательная установка гиперзвукового самолета содержит мотогондолу, воздухозаборник, корпус, компрессор, камеру сгорания, установленную за компрессором, газовую турбину, реактивное сопло и топливную систему, использующую водород, соединенную с камерой сгорания.

Двигательная установка гиперзвукового самолета содержит мотогондолу, воздухозаборник, корпус, компрессор с ротором компрессора, камеру сгорания, установленную за компрессором и соединенную с ним воздушным трактом, газовую турбину, реактивное сопло и топливную систему, соединенную с камерой сгорания.
Использование: в области связи. Технический результат - повышение надежности и ресурса средства связи за счет предотвращения быстрого разрушения постоянных магнитов электрогенератора.

Изобретение относится к форкамерным двигателям внутреннего сгорания (ДВС). Техническим результатом является уменьшение габаритов воспламенителя и повышение эффективности зажигания для снижения расхода топлива и эмиссии вредных веществ, а также повышение надежности зажигания.

Группа изобретений относится к двигателестроению. Техническим результатом является повышение эффективности искрового разряда для снижения расхода топлива и эмиссии вредных веществ и повышение надежности зажигания.

Изобретение относится к двигателестроению, конкретно к средствам воспламенения топливовоздушной смеси в двигателях внутреннего сгорания (ДВС).

Группа изобретений относится к энергетическим машинам и может найти применение в транспорте и в теплоэнергетике.

Группа изобретений относится к двигателестроению, конкретно к средствам воспламенения в двигателях внутреннего сгорания (ДВС).

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям, работающим на криогенном окислителе и на углеводородном горючем.

Изобретение относится к двигателестроению, а именно к двигателям внутреннего сгорания (ДВС). Техническим результатом является уменьшение габаритов воспламенителя и повышение эффективности искрового разряда для снижения расхода топлива и эмиссии вредных веществ и повышение надежности зажигания.

Газотурбинный двигатель содержит воздушный тракт, содержащий, в свою очередь, воздухозаборник и, по меньшей мере, одну ступень компрессора, камеру сгорания, газовую турбину, по меньшей мере один вал, соединяющий компрессор и газовую турбину, реактивное сопло и систему подачи топлива.

Торпеда // 2571664
Изобретение относится к боевой технике и предназначено для торпедной атаки надводных, подводных и наземных береговых целей.

Изобретение относится к области добычи трудноизвлекаемой нефти, конкретно - к добыче вязкой нефти, керогеносодержащей нефти из песчаных и глинистых пластов.

Группа изобретений относится к области добычи трудноизвлекаемой нефти, конкретно - к добыче вязкой нефти, керогеносодержащей нефти из песчаных и глинистых пластов.

Изобретение относится к области двигателестроения и касается систем подачи компонентов топлива: окислителя и горючего.

Изобретение относится к подводному кораблестроению и может быть использовано преимущественно при строительстве атомных подводных лодок.

Группа изобретений относится к области двигателестроения, конкретно касается систем подачи компонентов топлива: окислителя и горючего.

Группа изобретений относится к энергетическим машинам и может найти применение в транспорте и в теплоэнергетике.

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания, турбонасосный агрегат, дренажную полость, соединенную с дренажным трубопроводом, баллон со сжатым газом, причем дренажная полость расположена между насосом окислителя и турбиной, а дренажный трубопровод снабжен газовым эжектором, согласно изобретению между турбиной и насосом окислителя и между насосом окислителя и насосом горючего выполнены по две дренажные полости, а газовый эжектор соединен трубопроводом с полостью за турбиной.

Изобретение относится к ракетной технике. Жидкостный ракетный двигатель (ЖРД), содержащий турбонасосный агрегат, содержащий установленные на валу турбину, насосы окислителя, два насоса горючего, и камеру сгорания, имеющую цилиндрическую часть с форсунками окислителя и горючего, и сопло с главным коллектором горючего и системой регенеративного охлаждения, при этом турбонасосный агрегат и камера сгорания установлены соосно, камера сгорания выполнена двухзонной и содержит первую кольцевую зону с кольцевым форсуночным блоком и верхним коллектором горючего и вторую зону с центральным форсуночным блоком, выполненным в виде пустотелого цилиндра, имеющего осевые дополнительные форсунки второго горючего, а турбина установлена между первой и второй зонами камеры сгорания, турбина выполнена состоящей из соплового аппарата, рабочего колеса и спрямляющего аппарата с полостью внутри него, центральный форсуночный блок выполнен пустотелым и его полость соединена отверстиями через полость внутри спрямляющего аппарата с зазором регенеративного охлаждения сопла вторым горючим и второй зоны камеры сгорания, а полость внутри спрямляющего аппарата щелевыми отверстиями соединена с второй зоной.

 


Наверх