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)

Способ повышения тягово-экономических характеристик сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя (варианты) // 2679337
Способ повышения тягово-экономических характеристик сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя включает сжатие сверхзвукового воздушного потока, перетекающего в его проточный тракт, многоскачковой поверхностью торможения воздухозаборного устройства, подачу воздушного потока по проточному тракту в камеру сгорания, подачу топлива в камеру сгорания и сброс продуктов сгорания топлива через реактивное сопло.

Форсуночная головка камеры жрд // 2679073
Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при создании форсуночных головок камер жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).

Устройство для испытания жидкостных ракетных двигателей // 2679066
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для экспериментальной отработки жидкостных ракетных двигательных установок, в частности, с целью имитации высотных условий при их создании и модернизации.

Струйно-центробежная форсунка // 2679049
Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при создании форсуночных головок камер жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).

Струйно-центробежная форсунка // 2679047
Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при создании форсуночных головок камер жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).

Форсуночная головка камеры жрд // 2679046
Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при создании форсуночных головок камер жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).

Пороховой аккумулятор давления для минометной схемы разделения ступеней ракеты в полете // 2678726
Изобретение относится к конструкции порохового аккумулятора давления (ПАД) для минометной схемы разделения ступеней ракеты в полете.

Ракетный двигатель твердого топлива для увода отделяемых частей // 2678602
Ракетный двигатель твердого топлива для увода отделяемых частей ракеты состоит из корпуса с твердотопливным многошашечным зарядом, расположенным между опорными решетками и двумя газосвязанными соплами.

Поворотное осесимметричное сопло турбореактивного двигателя // 2678235
Изобретение относится к турбореактивным двигателям для авиационной техники, в частности к конструкции реактивных сопел.

Ёмкость из композиционного материала // 2677774
Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при разработке и изготовлении корпусов, контейнеров, емкостей, баллонов давления из композиционного материала (КМ), имеющих узел стыка, например, с основанием или со смежными отсеками.

Снаряд для стрельбы в водной среде // 2677506
Изобретение относится к снарядам, движущимся в водной среде. Снаряд содержит корпус, в котором размещен реактивный двигатель с центральным соплом, баллистический наконечник, выполненный в виде усеченного конуса, и кольцевое сопло для вдува газа в водную среду.

Газотурбинный двигатель (варианты) // 2676150
Газотурбинный двигатель содержит, среди прочего, вентиляторную секцию, содержащую вентилятор, выполненный с возможностью вращения вокруг оси, и редуктор, взаимодействующий с указанным вентилятором.

Двигатель кумулятивно-фугасного заряда // 2675983
Изобретение относится к ракетным двигателям твердого топлива, используемым для работы в составе кумулятивно-фугасного заряда.

Способ работы трехконтурного турбореактивного двигателя с форсажной камерой // 2675637
Способ работы трехконтурного турбореактивного двигателя с форсажной камерой заключается в том, что сжатый воздух из регулируемого вентилятора разделяют на поток первого контура и поток второго контура.

Газотурбинная установка // 2675167
Газотурбинная установка состоит из входного устройства, вентилятора, внутреннего контура, внешнего контура. Внутри внутреннего контура расположены компрессор с отбором воздуха для охлаждения турбины привода вентилятора и компрессора, камера сгорания, турбина привода вентилятора и компрессора, выходное устройство внутреннего контура.

Вентилятор турбовентиляторного авиационного двигателя // 2675031
Изобретение относится к авиадвигателестроению и может использоваться при создании вентилятора турбовентиляторного двигателя.

Двухконтурный турбореактивный двигатель // 2674848
Двухконтурный турбореактивный двигатель, который содержит: компрессоры высокого и низкого давления, разделенные промежуточным корпусом, основную камеру сгорания, воздухо-воздушный теплообменный аппарат, турбины высокого и низкого давления, смеситель, реверс тяги, фронтовое устройство, форсажную камеру сгорания, механизм поворота реактивного сопла и всережимное поворотное реактивное сопло.

Двигатель // 2674832
Изобретение относится к двигателю, используемому в аэрокосмической области. Двигатель содержит ракетную камеру сгорания для сгорания топлива и окислителя, воздушно-реактивную камеру сгорания для сгорания топлива и окислителя, компрессор для создания давления воздуха для подачи в воздушно-реактивную камеру сгорания, первую систему подачи топлива для подачи топлива в ракетную камеру сгорания, вторую систему подачи топлива для подачи топлива в воздушно-реактивную камеру сгорания, систему подачи окислителя для подачи окислителя в ракетную камеру сгорания, причем воздушно-реактивная камера сгорания и ракетная камера сгорания выполнены с возможностью независимой эксплуатации, указанный двигатель выполнен с возможностью переключения из воздушно-реактивного режима в полный ракетный режим, причем двигатель дополнительно содержит первое устройство теплообменника, имеющего впуск и выпуск, установленное для охлаждения воздуха, подлежащего подаче в компрессор, с использованием теплопередающей среды, перед сжатием компрессором, контур теплопередающей среды для теплопередающей среды, второе устройство теплообменника, выполненное с возможностью охлаждения теплопередающей среды за счет топлива, подаваемого первой или второй системой подачи топлива.

Газогенератор // 2674829
Изобретение относится к области жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), а именно к газогенераторам, генерирующим газ для привода турбонасосного агрегата.

Многокамерный жидкостный ракетный двигатель с дожиганием генераторного газа // 2674828
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при изготовлении ракетных двигательных установок с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД).

Способ изготовления контурированных акустических структур // 2674799
Изобретение относится к устройствам для подавления акустических колебаний. Акустическую сотовую панель, имеющую радиус кривизны, разрезают на сегменты, которые имеют продольные и поперечные стороны, продолжающиеся между краями сотовой структуры.

Гиперзвуковой турбореактивный двигатель // 2674292
Изобретение относится к ракетно-космической и авиационной технике и может быть применено при создании двигателей высокоскоростных летательных аппаратов в качестве их основной двигательной установки.

Плоское сопло турбореактивного авиационного двигателя // 2674232
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции плоских сопел турбореактивных двигателей.

Турбореактивный двигатель и способ его работы // 2674172
Изобретения относятся к турбореактивному двигателю и способу его работы. Одновальный двухконтурный турбореактивный двигатель содержит компрессор, турбину, основную непрерывно-детонационную камеру сгорания с каналами подачи топлива, топливными форсунками и инициатором детонации, газодинамический успокоитель, сопловой аппарат и турбину.

Способ обнаружения неисправности первого газотурбинного двигателя двухмоторного вертолета и управления вторым газотурбинным двигателем и соответствующее устройство // 2674171
Изобретение относится к способу регулирования газотурбинных двигателей двухмоторного вертолета. В частности, изобретение касается способа обнаружения неисправности первого газотурбинного двигателя, называемого неисправным двигателем (4), двухмоторного вертолета и управления вторым газотурбинным двигателем, называемым исправным двигателем (5).

Стендовый жидкостный ракетный двигатель с непрерывной спиновой детонацией // 2674117
Изобретение относится к области испытаний, в частности стендовых испытаний режимов работы ЖРД, работающих в режиме непрерывной детонации на топливной смеси, состоящей из газообразного кислорода и керосина.

Способ экспериментального определения параметров запуска двигателя при стендовых испытаниях // 2674112
Способ экспериментального определения параметров запуска двигателя при стендовых испытаниях, основанный на проведении испытания и регистрации диаграммы тяги изделия двухмостовым силоизмерительным датчиком.

Устройство для борьбы с обледенением разделителя потоков авиационного газотурбинного двигателя // 2674101
Устройство для борьбы с обледенением разделителя потоков авиационного газотурбинного двигателя, содержащее разделитель (20) потоков и корпус (28).
Способ создания реактивной тяги пилотируемого космического аппарата // 2673920
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может использоваться при разработке реактивных двигательных установок (ДУ), предназначенных для маневрирования пилотируемых космических аппаратов (КА).

Способ изготовления скрепленного с корпусом канального заряда смесевого ракетного твердого топлива // 2673917
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при разработке и изготовлении твердотопливных двигателей ракет тактического назначения, ракетных систем залпового огня, противотанковых управляемых ракет, неуправляемых авиационных ракет.

Электролизная ракетная двигательная установка и способ её эксплуатации // 2673640
Изобретение относится к двигательным установкам (ДУ) космических аппаратов и может быть использовано в кислородно-водородных двигательных установках с электролизным производством этих газов на космическом аппарате (КА).

Планетарный редукторный механизм для приведения во вращение лопастных узлов турбомашины с редуктором // 2673639
Изобретение относится к планетарному передаточному механизму для приведения во вращение первого лопастного узла газотурбинного двигателя, содержащему: зубчатое колесо, соединенное с ротором двигателя для того, чтобы быть приведенным во вращение; по меньшей мере один сателлит, находящийся в зубчатом зацеплении с зубчатым колесом; водило сателлитов и коронную шестерню, находящуюся в зубчатом зацеплении с сателлитом; при этом основное зубчатое колесо выполнено с возможностью соединения с ротором через шарнирное передаточное соединение постоянной угловой скорости.

Выпускное сопло для газообразных продуктов сгорания ракетного двигателя, ракетный двигатель с таким соплом и летательный аппарат с указанным двигателем // 2673032
Выпускное сопло для газообразных продуктов сгорания ракетного двигателя содержит неподвижную часть, подвижную часть, продолжающую неподвижную часть, а также уплотнительное устройство.

Двухзонный газогенератор с лазерным зажиганием компонентов топлива // 2672986
Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и, в частности, к двухзонным газогенераторам с лазерным зажиганием компонентов топлива.

Обтекатель-нагнетатель на входе в воздухозаборник компрессора турбовинтовентиляторного двигателя // 2672349
Изобретение относится к турбореактивным двигателям летательных аппаратов. Обтекатель-нагнетатель на входе в воздухозаборник компрессора турбовинтовентиляторного двигателя включает корпус (1) и оси-валы (3) подвижных относительно собственной оси широких лопастей (5) винтов.

Пульсирующий реактивный двигатель // 2672240
Пульсирующий реактивный двигатель содержит корпус, камеру сгорания с соплом, системы подачи компонентов в камеру сгорания и воспламенения топливной смеси.

Промежуточный корпус компрессора двухконтурного турбореактивного двигателя // 2672015
Изобретение относится к области турбомашиностроения, а именно к элементам конструкции промежуточных корпусов газотурбинных двигателей.

Газогенератор // 2671664
Изобретение относится к области жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), а именно к газогенераторам, генерирующим газ для привода турбонасосного агрегата.

Гиперзвуковой летательный аппарат // 2671452
Гиперзвуковой летательный аппарат (ЛА) содержит корпус с системой тепловой защиты, бак горючего с системой подачи и регулирования.

Ампула с пусковым горючим для зажигания компонентов топлива жидкостного ракетного двигателя // 2671449
Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к устройствам химического зажигания компонентов топлива ЖРД.

Способ работы двухрежимного реактивного двигателя // 2670287
Изобретение относится к ракетной технике, а именно к двухрежимным реактивным двигателям. Способ работы двухрежимного реактивного двигателя включает работу на первом режиме при повышенном давлении и работу на втором режиме при пониженном давлении в камере сгорания.

Устройство для контроля диаметра критического сечения регулируемого сопла реактивного двигателя // 2670285
Изобретение относится к области машиностроения и предназначено для контроля диаметра критического сечения регулируемого сопла при производстве авиационных или ракетных реактивных двигателей.

Замок реверсивного устройства газотурбинного двигателя // 2669452
Изобретение относится к области авиации, к конструкции авиационных двигателей и тормозных устройств самолетов, а именно к замку реверсивного устройства газотурбинного двигателя.

Реверс тяги гондолы турбореактивного двигателя, содержащий решетки, частично встроенные в капоты, и гондола турбореактивного двигателя // 2669448
Реверс тяги гондолы турбореактивного двигателя содержит подвижные капоты и приводную систему. Подвижные капоты отходят назад от переднего шпангоута под действием приводной системы, заставляя через механизм управления поворачиваться створки, чтобы закрыть кольцевой тракт потока холодного воздуха, и открывая решетки, расположенные вокруг этого тракта потока, в которые заходит холодный воздух и которые перенаправляют его вперед, при этом, когда реверс закрыт, решетки частично находятся в капотах.

Двухконтурный турбореактивный двигатель // 2669420
Двухконтурный турбореактивный двигатель с раздельными контурами со степенью двухконтурности более десяти состоит из входного устройства, вентилятора; внутреннего контура, внутри которого расположены компрессор (компрессоры), камера сгорания, турбины; внешнего контура, состоящего из кольцевого канала и сопла.

Способ подачи топлива из бака в камеру сгорания жидкостного ракетного двигателя космического аппарата // 2669243
Изобретение относится к области космической техники. Способ подачи топлива из бака в камеру сгорания жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) космического аппарата (КА) включает вытеснение топлива из сжимающей полости, образованной эластичной перегородкой бака, внешним механическим давлением газа на поверхность эластичной перегородки до полного освобождения бака от топлива.

Двигатель // 2669220
Изобретение относится к двигателю, используемому в аэрокосмической области. Двигатель имеет два режима работы: воздушно-реактивный и ракетный, которые могут быть использованы, например, в воздушном летательном аппарате, летательном аппарате или воздушно-космическом самолете.

Универсальный турбореактивный двигатель "н" // 2669106
Изобретение относится к областям строений силовых реактивных установок, которые, работая как ЖТРД или ПВТРД, создают изменяющую направление переднюю газовую тягу, а также, работая как ЖРД, создают заднюю газовую тягу.

Способ контроля расходной характеристики устройств дифференциально-предохранительных и установка для осуществления способа // 2668628
Изобретение относится к испытательной технике, конкретнее к области изготовления и эксплуатации устройств дифференциально-предохранительных (УДП), используемых для предохранения от разрушения топливных магистралей и емкостей (баков) с совмещенными днищами, содержащих агрессивные и пожаровзрывоопасные разноименные компоненты, летательных аппаратов.

Корпус ракетного двигателя на твердом топливе // 2668516
Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано в конструкциях корпусов ракетных двигателей твердого топлива из композиционных материалов.
 
.
Наверх