Реактивные двигательные установки (F02K)

Отслеживание патентов класса F02K
F02   Двигатели внутреннего сгорания (газораспределительные механизмы для них, смазка, выхлоп и глушение выхлопа F01); силовые установки, работающие на горячих газах или продуктах сгорания (22617)
F02K              Реактивные двигательные установки (размещение и крепление реактивных двигательных установок на наземных транспортных средствах или транспортных средствах вообще B60K; размещение и крепление реактивных двигательных установок на судах B63H; управление положением в пространстве, направлением и высотой полета летательного аппарата B64C; размещение и крепление реактивных двигательных установок на летательных аппаратах B64D; установки, в которых энергия рабочего тела распределяется между реактивными движителями и движителями иного типа, например воздушными винтами F02B,F02C; конструктивные элементы реактивных двигателей, общие с газотурбинными установками, воздухозаборники и управление топливоподачей в воздушно-реактивных двигателях F02C)(2873)

Двухканальная акустическая форсунка // 2664489
Изобретение относится к области энергетики и предназначено для подачи газообразного топлива и газовых компонентов в камеру сгорания воздушно-реактивных двигателей.

Фронтовое устройство форсажной камеры сгорания газотурбинного двигателя // 2663965
Изобретение относится к области авиационных газотурбинных двигателей, а именно к форсажным камерам сгорания авиационных газотурбинных двигателей.

Способ защиты огневых стенок камеры сгорания и сопла жидкостного ракетного двигателя от внешних высокоинтенсивных тепловых воздействий // 2663703
Изобретение относится к средствам защиты жидкостных ракетных двигателей от тепловых воздействий. Способ защиты огневых стенок камеры сгорания и сопла жидкостного ракетного двигателя основан на создании защитной завесы в потоке продуктов сгорания двигателя из дисперсных частиц интеркалированного графита, обладающих свойством значительного объемного терморасширения.

Плоское сопло турбореактивного авиационного двигателя // 2663441
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к конструкции плоских сопел турбореактивных двигателей.

Бесфорсажный турбореактивный двигатель // 2663440
Изобретение относится к газотурбинным двигателям, предназначенным для длительной работы на дозвуковом малозаметном летательном аппарате.

Система подачи углеводородного топлива для гиперзвукового летательного аппарата и способ подачи топлива в систему // 2663252
Изобретение относится к гиперзвуковым летательным аппаратам [ГЛА] с прямоточными реактивно-воздушными двигателями [ПВРД].

Жидкостный ракетный двигатель // 2662028
Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при проектировании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).

Жидкостная ракетная двигательная установка космического аппарата // 2662011
Изобретение относится к ракетно-космической технике. Жидкостная ракетная двигательная установка космического аппарата, содержащая маршевый двигатель с насосной системой подачи компонентов топлива в камеру сгорания из объемных баков 1 низкого давления, двигатели 5 ориентации и стабилизации с подачей компонентов топлива в камеры сгорания из баков 10 высокого давления, при этом баки 10 высокого давления выполнены малообъемными и проточными, разделены подвижным герметичным элементом - сильфоном 14 на жидкостную 11 и газовую 15 полости, при этом объемные баки 1 дополнительно сообщены с жидкостными полостями 11 малообъемных баков 10 магистрали 4, в этих магистралях 4 установлены насосы 6 с приводом от электродвигателей 7, обратные клапаны 9, жидкостные полости 11 малообъемных баков 10 сообщены с входами в двигатели 5 ориентации и стабилизации, их газовые полости 15 заполнены газом наддува и герметично отдалены от жидкостных полостей 11 баков и окружающей среды, а на входах магистралей подачи компонентов топлива в двигатели 5 ориентации и стабилизации последовательно установлены сигнализаторы давления 12 верхнего и нижнего уровня давления компонентов топлива и регуляторы 13 давления.

Двухконтурный турбореактивный двигатель // 2661427
Двухконтурный турбореактивный двигатель содержит входное устройство, вентилятор, внутренний контур, внешний контур, сужающееся сопло.

Сопло ракетного двигателя с механизмом раздвижки // 2661079
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя с раздвижным соплом.

Сопло ракетного двигателя // 2660983
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетных двигателей. Сопло ракетного двигателя содержит неподвижную часть и герметично скрепленную с ней при помощи двух эластичных шарниров поворотную часть, один эластичный шарнир - герметизирующий, другой - опорный.

Раздвижное сопло ракетного двигателя // 2660978
Изобретение относится к области ракетостроения и может быть использовано при разработке и изготовлении ракетных двигателей с соплами большой степени расширения для верхних ступеней ракет и космических аппаратов.

Ракета // 2660968
Изобретение относится к области ракетной техники и может быть применено в ракетах с отделяемой стартовой ступенью.

Приспособление для вымывания песчано-полимерной оправки из корпуса ракетного двигателя // 2660873
Изобретение относится к приспособлению для вымывания песчано-полимерной оправки из корпуса ракетного двигателя.

Камера сгорания с повышением давления (варианты) и способ её эксплуатации // 2660734
Камера сгорания с повышением давления содержит детонационную камеру, камеру предварительного горения, вихревой генератор для закрутки окислителя на пути подачи окислителя, расширительно-отклоняющее сопло, между камерой предварительного горения и детонационной камерой, обеспечивающее диффузионный путь жидкости между ними и воспламеняющее устройство в контакте с низкоскоростной вихревой зоной камеры предварительного горения.

Оптимизация готовности к работе реверсора тяги // 2660719
Способ управления реверсором тяги, содержащим множество устройств, в котором при обнаружении отсутствия активации одного из упомянутых устройств по истечении заранее определенного срока активации генерируют сообщение об ошибке, связанное с нарушением работы упомянутого реверсора тяги, при этом несмотря на генерирование упомянутого сообщения об ошибке продолжают активацию упомянутого устройства и, если упомянутое устройство, в конечном итоге, оказывается активированным до истечения заранее определенного максимального срока развертывания упомянутого реверсора тяги, продолжают развертывание упомянутого реверсора тяги и снимают упомянутое сообщение об ошибке, связанное с нарушением работы упомянутого реверсора тяги.

Способ сборки ракетного двигателя твердого топлива (рдтт) с газогенератором и сопловым блоком // 2660209
Изобретение относится к технологии изготовления крупногабаритных ракетных двигателей твердого топлива. Сборку ракетного двигателя с газогенератором, расположенным внутри сквозного центрального канала заряда, и сопловым блоком производят в горизонтальном положении на основных рельсовых путях, на которых вне корпуса ракетного двигателя со стороны заднего его фланца проводят стыковку соплового блока, газогенератора и узла разгрузки, которые установлены на трех подвижных опорах.

Способ изготовления заряда смесевого ракетного твердого топлива // 2660101
Изобретение касается способа изготовления заряда смесевого ракетного твердого топлива (СРТТ) с использованием технологической схемы напорного формования или литья под небольшим давлением, позволяющего изготавливать мало- и среднегабаритные изделия в широком диапазоне изменения реологических характеристик топливной смеси по сравнению со значениями, допустимыми для технологии свободного литья.
Твердое металлическое горючее и способ его воспламенения // 2660057
Группа изобретений относится к твердому горючему для сверхзвуковых и гиперзвуковых прямоточных воздушно-реактивных или ракетных двигателей и способу его воспламенения.

Силовая свободная турбина // 2659694
Изобретение относится к газотурбинным двигателям со свободной силовой турбиной авиационного и наземного применения.

Устройство для подачи топлива в ракетный двигатель // 2659112
Изобретение относится к устройствам подачи топлива в ракетный двигатель. Устройство (10А, 10В) для подачи топлива в ракетный двигатель содержит по меньшей мере один топливный бак (10, 11), камеру (18) сгорания и подводящий трубопровод (12, 13), проходящий от бака (10, 11) к камере (18) сгорания для подачи ракетного топлива в камеру сгорания.

Гиперзвуковой летательный аппарат // 2658218
Гиперзвуковой летательный аппарат содержит фюзеляж, прямоточный воздушно-реактивный двигатель, интегрированный с нижней частью фюзеляжа, и стартовую двигательную установку, состыкованную с фюзеляжем последовательно посредством устройства стыковки и отделения.

Смесительная головка камеры сгорания жрд // 2658160
Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при создании смесительных головок камер сгорания жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).

Двигатель реактивный // 2658155
Изобретение может использоваться для вывода на орбиту спутников, в реактивных системах залпового огня, для дополнительного разгона артиллерийских снарядов после выхода снаряда из ствола орудия при подлете к цели.

Жидкостный ракетный двигатель с насадком из углерод-углеродного композиционного материала (уукм) // 2657400
Изобретение относится к управлению вектором тяги жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). ЖРД содержит камеру с охлаждаемой сверхзвуковой частью сопла, неохлаждаемый насадок из углерод-углеродного композиционного материала, соединенных между собой с помощью разъемного соединения, рулевые агрегаты и раму, согласно изобретению на охлаждаемой части сопла и неохлаждаемом насадке выполнены бурты округлой формы и имеющие эквидистантные поверхности с графитовым покрытием, между которыми установлены в двух взаимно перпендикулярно-расположенных плоскостях четыре дефлектора округлой формы из углерод-углеродного композиционного материала, внутренние и наружные поверхности которых идентичны по форме поверхностям буртов с осью вращения, расположенной на оси охлаждаемой части сопла, и с торцевой поверхностью дефлектора, являющейся продолжением профилированной поверхности сопла при их нахождении в исходном положении.

Капот турбинного двигателя, способный накрывать конус вентилятора // 2657107
Изобретение относится к капоту (20) газотурбинного двигателя, способному накрывать конус (24) вентилятора. Упомянутый капот содержит крепежное средство (27, 32, 36), способное входить в зацепление с соединительным средством (28, 33, 39) упомянутого конуса (24), чтобы удерживать упомянутый капот (20) и упомянутый конус (24) скрепленными между собой.

Способ изготовления скрепленного с корпусом заряда смесевого ракетного твердого топлива формованием свободным литьем // 2657077
Изобретение относится к способу изготовления скрепленного с корпусом заряда смесевого ракетного твердого топлива формованием свободным литьем.

Устройство для создания избыточного давления в топливном баке ракетного двигателя // 2657056
Изобретение относится к наддуву топливных баков ракетного двигателя. Устройство содержит основной нагреватель (58), приспособленный для нагревания компонента ракетного топлива, поступающего из бака (16) перед его возвращением в этот бак.

Способ работы форсажного комплекса турбореактивного двигателя (трд) и форсажный комплекс, работающий этим способом, способ работы насоса форсажного и насос форсажный, работающий этим способом, способ работы трд и трд, работающий этим способом // 2656525
Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения. В способе работы форсажного комплекса ТРД запуск форсажа производят по командам САУиР с подачей топлива в пусковой коллектор ФК непосредственно от HP через пусковой узел НФ и далее по топливному тракту, включая участок тракта РСФ, которым выполняют требуемое в режиме запуска форсажа дозирование подачи топлива в пусковой коллектор розжига ФК и управляют требуемым изменением критического сечения площади реактивного сопла.

Газотурбинный двигатель, содержащий композитную деталь и металлическую деталь, связанные устройством упругого крепления // 2656514
Газотурбинный двигатель содержит аксиальный кожух турбины низкого давления из металлического материала, на выходе которого установлен аксиальный выхлопной кожух из композитного материала, а также устройство упругого крепления, связывающее указанные кожухи между собой, элемент гибкой связи и жесткий блокирующий элемент.

Устройство для сочленения наружной поверхности поворотного реактивного сопла двигателя и мотогондолы самолёта // 2656172
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции поворотных реактивных сопел авиационных турбореактивных двигателей в месте их сочленения с мотогондолой самолета.

Плоское сопло турбореактивного двигателя // 2656170
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции плоских сопел турбореактивных двигателей.

Устройство для перекрытия газового потока в корпусе турбореактивного двигателя // 2656169
Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике, а именно к реверсивным устройствам турбореактивного двигателя (далее ТРД).

Способ дросселирования тяги жидкостного ракетного двигателя // 2656073
Изобретение относится к ракетной технике. Способ дросселирования тяги ЖРД, основанный на снижении массовых расходов компонентов топлива в камеру с нерегулируемыми форсунками, при котором после уменьшения массовых расходов ниже заданных значений подают газ в полости магистралей питания камеры на входах в форсуночную головку камеры и смешивают его с жидкими компонентами топлива, создавая гомогенные мелкодисперсные эмульсии компонентов топлива, относительные объемные газосодержания которых увеличивают с увеличением степени дросселирования тяги.

Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги // 2655888
Изобретение относится к ракетной технике, конкретно - к организации в жидкостном ракетном двигателе малой тяги высокой степени перемешивания самовоспламеняющихся компонентов топлива.

Турбомашина, содержащая средства измерения скорости и крутящего момента вала турбомашины, и способ контроля упомянутого вала // 2654796
Турбомашина для летательного аппарата, содержащая по меньшей мере один осевой вал (2), установленный вращающимся в корпусе турбомашины; причем турбомашина содержит эталонную кольцевую деталь (10), содержащую короткие (11) и длинные (12) продольные эталонные зубья, первые средства обнаружения прохождения коротких (11) и длинных (12) эталонных зубьев для измерения скорости вала (2) турбомашины (1) вокруг его оси (X), угломерную кольцевую деталь (20), содержащую продольные угломерные зубья (21), и вторые средства обнаружения прохождения длинных (12) эталонных зубьев и угломерных зубьев (21) для измерения крутящего момента вала (2) турбомашины.

Реверсивная матричная ракетная двигательная система с индивидуальным цифровым управлением величиной тяги каждой реверсивной двигательной ячейки для малоразмерных космических аппаратов // 2654782
Изобретение относится к двигательным ракетным системам для малоразмерных космических аппаратов и предназначено для использования в качестве маневрового двигателя при выполнении линейных и угловых перемещений.

Газогенератор // 2654770
Изобретение относится к области жидкостных ракетных двигателей, а именно к газогенераторам, генерирующим газ для привода турбонасосного агрегата.

Способ определения скорости горения заряда ракетного двигателя твердого топлива // 2654554
Изобретение относится к области ракетной и измерительной техники и может быть использовано при огневых стендовых испытаниях ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ).

Способ и устройство контроля параметра ракетного двигателя // 2654310
Изобретение относится к общей области аэронавтики, в частности оно относится к контролю ракетного двигателя. Способ содержит: этап (Е10) получения измерения контролируемого параметра, измеряемого датчиком и соответствующего рабочей точке двигателя, причем эту рабочую точку определяют по меньшей мере по одному параметру регулирования двигателя; этап (Е20) оценки значения контролируемого параметра для этой рабочей точки на основании регулируемого значения или фильтрованного заданного значения указанного по меньшей мере одного параметра регулирования двигателя, определяющего рабочую точку; этап (Е40) сравнения ошибки между измерением контролируемого параметра и его оценкой относительно по меньшей мере одного порога, определенного на основании погрешности на указанной ошибке, оцененной для рабочей точки; и этап (Е60) передачи уведомления в случае перехода указанного по меньшей мере одного порога.

Способ работы воздушно-реактивного двигателя и устройство для его реализации (варианты) // 2654292
Изобретение относится к двигателестроению, в частности к организации процессов цикла и систем подготовки и подачи в камеру сгорания воздушно-реактивного двигателя горючего и воздуха в качестве окислителя с помощью генератора ударных волн.

Устройство подачи рабочего тела и способ эксплуатации устройства подачи рабочего тела // 2653266
Изобретение относится к устройствам и системам газобаллонной подачи рабочего тела в ракетные двигатели (РД) космических аппаратов (КА).

Авиационная силовая установка // 2652842
Авиационная силовая установка содержит турбокомпрессорный блок, батарею твердооксидных топливных элементов с выходами для анодного и катодного газов, отдельно расположенный тяговый вентилятор, топливный насос.

Реактивный самолет с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой (варианты) // 2651947
Группа изобретений относится к области авиации. Реактивный самолет с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой включает кабину управления, фюзеляж, крылья, элементы механизации крыльев и оперения, реактивную силовую установку, систему воздухозаборников, интегрированную систему управления самолетом.

Блок подачи рабочего тела в реактивный двигатель космического аппарата // 2651703
Изобретение относится к космической технике, а точнее к блоку подачи рабочего тела (РТ), например ксенона, в реактивный двигатель космического аппарата (КА).

Способ моделирования процесса газификации остатков жидкого компонента ракетного топлива в баках отработавшей ступени ракеты-носителя и устройство для его реализации // 2651645
Изобретение относится к ракетно-космической технике. Способ и устройство моделирования процесса газификации остатков жидкого компонента ракетного топлива в баках отработавшей ступени (ОС) ракеты-носителя, основанный на введении в экспериментальную модельную установку (ЭМУ) теплоносителя (ТН), обеспечении условий взаимодействия в зоне контакта ТН с поверхностью жидкого газифицируемого компонента ракетного топлива, проведении измерений температуры, давления в различных точках ЭМУ, сброс парогазовой смеси (ПГС) в вакуумную камеру через дренажную магистраль (ДМ) и дренажный электропневмоклапан (ДЭПК), осуществлении подачи в ЭМУ теплоносителя и газа наддува до обеспечения заданных параметров парциального давления паров жидкости, соответствующего заданной секундной массе испарения жидкости при заданном начальном давлении наддува, а суммарное давление соответствует началу сброса ПГС в вакуумную камеру, осуществлении сброса ПГС из ЭМУ через ДМ и ДЭПК в вакуумную камеру на различных интервалах времени, соответствующих различным интервалам длительности работы сопел газореактивной системы ориентации и стабилизации ОС, и определении области параметров ТН, температуры ДМ, ДЭПК, длительности интервалов времени сброса ПГС, при которых появляется конденсат на внутренней поверхности ДМ, ДЭПК и его кристаллизация, осуществлении дополнительного подвода теплоты к ДМ, ДЭПК, минимальную величину которой определяют из условия предотвращения кристаллизации паров жидкости в ДМ и ДЭПК.

Сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель с пульсирующим режимом запуска (спврд с прз) и способ его работы // 2651016
Изобретение относится к области гиперзвуковых летательных аппаратов, а именно к высокоскоростным прямоточным воздушно-реактивным двигателям.

Неподвижная конструкция устройства реверса тяги и гондола турбореактивного двигателя с таким устройством // 2650982
Устройство реверса тяги для гондолы турбореактивного двигателя содержит неподвижную поддерживающую конструкцию для реверсора тяги, полукапот реверса тяги, панель обтекаемой формы.

Устройство поворота плоского сопла турбореактивного двигателя // 2649723
Изобретение относится к авиадвигателестроению, конкретно к реактивным плоским соплам газотурбинных двигателей маневренных летательных аппаратов.

Импульсный детонационный ракетный двигатель // 2649494
Импульсный детонационный ракетный двигатель содержит детонационную камеру сгорания, вход которой через торцевую стенку служит для порционного ввода детонационного топлива и герметично соединен через баллистическое устройство с магнитокумулятивным генератором импульсов, источник начального возбуждения.
 
.
Наверх