Реактивные двигательные установки (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 управления газотурбинной установкой, содержащей электрический двигатель // 2793115
Изобретение относится к способу управления газотурбинной установкой (Т), содержащему электрический двигатель (МЕ), образующий устройство подачи крутящего момента на вращающийся вал (22) высокого давления, при этом в рамках способа определяют заданное значение QCMD расхода топлива и заданное значение TRQCMD крутящего момента, направляемое на электрический двигатель (МЕ), при этом способ управления содержит: этап применения первой цепи регулирования топлива с целью определения заданного значения QCMD расхода топлива, этап применения второй цепи регулирования крутящего момента с целью определения заданного значения TRQCMD крутящего момента, включающий в себя: i) этап определения величины поправки ΔTRQCMD крутящего момента в зависимости от заданного значения скорости перехода NHTrajAccelCons, NHTrajDecelCons, и ii) этап определения заданного значения TRQCMD крутящего момента в зависимости от величины поправки ΔTRQCMD крутящего момента.

Штыревое сопло // 2793042
Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано при создании жидкостных ракетных двигателей. Штыревое сопло включает круглое центральное тело, выполненное в виде штыря, по периметру основания которого установлена торовая камера, которая снабжена по всему своему периметру камерами сгорания жидкостного ракетного двигателя, установленными на её торце и параллельно оси круглого центрального тела.

Высотный турбовентиляторный двигатель // 2793000
Изобретение относится к авиационной технике, а более конкретно к двигателям. Высотный турбовентиляторный двигатель содержит воздухозаборник, вентилятор, два контура движения воздушного потока и две турбины.

Способ работы матрицы твердотопливных реактивных микродвигателей с возобновляемым топливным наполнением // 2792701
Изобретение относится к двигательным ракетным системам для малоразмерных космических аппаратов (МКА) и предназначено для использования в качестве маневрового управления матрицей микродвигателей малоразмерных космических аппаратов.

Сопло // 2791932
Изобретение относится к авиационно-ракетной технике, в частности к системам управления вектором тяги двигателя летательного аппарата методом инжекции рабочего тела в сверхзвуковую часть сопла, содержащего ракетное сопло и инжекционные органы управления.

Воздухозаборник для летательного аппарата // 2791797
Изобретение относится к воздухозаборнику (100) для крепления на панели (3) летательного аппарата. Воздухозаборник содержит воздухозаборную кромку (108), имеющую стенку, периферийный кольцевой элемент (109), выполненный с возможностью крепления к панели (3), и опорный элемент (110), выполненный с возможностью поддерживания воздуховода (6) для циркуляции воздуха.

Детонационный пульсирующий воздушнореактивный двигатель криштопа (дпврдк) и способ функционирования дпврдк (варианты) // 2791785
Изобретение относится к областям: авиационных двигателей для летательных аппаратов, энергетики, машиностроения и двигателестроения и конкретно к устройствам и установкам, в которых рабочее тело используется для создания сверхзвуковой реактивной высокотемпературной плазменной струи в процессе детонационного горения смеси топлива с воздухом для универсального и высокоэффективного использования в различных конструкциях устройств реактивного детонационного горения, например: авиационных двигателей с использованием ДПВРДК, роторных детонационных двигателей, крутящий момент на валу которых формируется реактивной тягой, расположенных по краям ротора ДПВРДК, гибридных детонационных воздушно-реактивных установок, а также в конструкциях устройств детонационного высокоэффективного сжигания топлива в энергетических ПГУ высокой эффективности и экологии, а также других устройствах различного назначения и в разных областях применения.

Комбинированный турбовинтовой - турбореактивный двигатель криштопа (ктвтрдк) и способ функционирования ктвтрдк // 2791783
Изобретение относится к области воздушно-реактивных двигателей, сочетающих в себе одновременно достоинства турбовинтовых двигателей (ТВД) и турбореактивных двигателей (ТРД), эффективно работающих в широком диапазоне - от нулевых до сверхзвуковых скоростей до двух Махов, и которые могут использоваться для дальнемагистральной сверхзвуковой высокоэффективной и надежной авиации, обеспечивая высокие КПД, экономичность и надежность в диапазоне скоростей летательного аппарата 0-800 км/ч, и высокую эффективность с удельным импульсом, равным 3000 при скоростях летательного аппарата в диапазоне 1-2 Маха.

Смесительная головка камеры сгорания жрд // 2791357
Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при создании смесительных головок камер сгорания жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Смесительная головка камеры сгорания ЖРД содержит корпус, на внутренней поверхности которого выполнены продольные пазы, равномерно расположенные по окружности и сообщающиеся с помощью радиальных щелей с полостью окислителя, образованной корпусом и закрепленным на его наружной поверхности коллектором, при этом полость горючего, образованная корпусом и закрепленным на его торце днищем, сообщается с каналами, расположенными между продольными пазами и соединенными с ними с помощью наклонных отверстий, оси которых пересекаются между собой.

Способ настройки системы аварийной защиты жидкостного ракетного двигателя // 2791158
Предлагаемое изобретение относится к контрольно-измерительной технике и может быть использовано в ракетной технике в качестве системы аварийной защиты (САЗ) жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Настройку САЗ осуществляют, используя адаптивную настройку контролируемых параметров САЗ к режимам работы двигателя.

Волновой движитель для газовых и жидких сред с распределенным электрическим приводом // 2790994
Изобретение относится к машиностроению и может быть применено в качестве движителя для транспортировки газовых и жидких сред, а также для создания реактивной силы для перемещения транспортных средств. Волновой движитель для газовых и жидких сред с распределенным электрическим приводом включает в себя гибкую ленту, принимающую синусоидальную форму, привод, корпус, источник питания и блок управления.

Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива // 2790916
Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для использования в реактивных снарядах. Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива, содержащий стартовую и маршевую камеры сгорания, диафрагму с периферийными отверстиями с сечением в виде секторов кольца, мембрану и сопло, согласно изобретению в мембране со стороны стартовой камеры сгорания в области боковых и внутренних поверхностей газоводов выполнены пазы с толщиной мембраны под пазами, уменьшающейся по направлению к оси стартовой камеры, причем толщина мембраны под пазами у внутренней поверхности газоводов составляет 0,2…0,8 толщины мембраны у внешней поверхности газоводов.

Ракетный двигатель твердого топлива // 2790914
Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для использования в реактивных снарядах. Ракетный двигатель твердого топлива (РДТТ) содержит корпус, сопловую манжету, сопло с теплозащитным покрытием и вкладыш критического сечения сопла.

Маршевый прямоточный пульсирующий воздушно-реактивный двигатель // 2790386
Изобретение относится к ракетной технике, в частности к ракетам, имеющим головную часть, маршевый пульсирующий прямоточный воздушно-реактивный двигатель и разгонный твердотопливный двигатель. Маршевый двигатель имеет входной диффузор, блок пульсирующих камер сгорания, выходное реактивное сопло.

Жидкостный ракетный двигатель с форсажем // 2789943
Изобретение относится к области ракетной техники. Жидкостный ракетный двигатель с форсажем, выполненный по закрытой схеме с полной газификацией компонентов, содержащий два турбонасосных агрегата, каждый их которых содержит насос высокого давления, сидящий на одном валу с газогенератором, так что горючее проходит через восстановительный газогенератор, а окислитель проходит через окислительный газогенератор, камеру сгорания для сжигания газообразных компонентов с использованием топливных форсунок в головке камеры сгорания, сопло, переходящее после критического сечения в расширяющуюся часть, систему охлаждения камеры сгорания и сопла компонентом горючего, систему продувки двигателя перед запуском, систему запуска двигателя, систему управления работой двигателя, при этом двигатель снабжен устройством форсажа, созданным в расширяющейся части сопла за критическим сечением, состоящим из кольцевого пояса, осуществляющего локальное ступенчатое увеличение диаметра сопла, установленных по периметру кольцевого пояса топливных форсунок и двух трубопроводов, по которым к топливным форсункам подводится часть газифицированных компонентов горючего и окислителя, воспламенение подводимых компонентов в устройстве форсажа обеспечивается высокой температурой истекающих из критической части сопла газов, в результате чего происходит рост температуры и скорости движения газов в сопле за устройством форсажа, а для уменьшения давления газов на срезе сопла длина сопла увеличена.

Реверсивное устройство самолета с задним расположением двухконтурных газотурбинных двигателей // 2789684
Изобретение относится к авиационной технике, а именно к реверсивным устройствам тяги газотурбинных двигателей, расположенных в хвостовой части самолета. При работе реверса воздух во внешнем контуре двигателей перекрывают частично или полностью за счет системы складывающихся створок и выводят из двигателя через радиальные каналы, открываемые сдвиганием назад хвостовых частей внешней обечайки, жестко соединенной с верхней и нижней обшивками пилонов двигателей.

Двухкамерный ракетный двигатель на твердом топливе (рдтт) // 2789097
Изобретение относится к ракетной технике, а именно ракетным двигательным установкам, имеющим два и более топливных заряда, с истечением газов, образующихся в результате горения, через общее сопло. Двухкамерный ракетный двигатель на твердом топливе, состоящий из корпуса, переднего, промежуточного и заднего днищ с теплозащитными покрытиями, сопла, воспламенительного устройства, выдвигающего механизма, стартового заряда топлива, маршевого заряда топлива, состоящего из подвижной и неподвижной частей, в промежуточном днище имеется центральное отверстие, закрываемое крышкой с теплозащитным покрытием, в неподвижной части маршевого заряда топлива имеется бронированный по его поверхности канал, внутри которого установлена подвижная часть маршевого заряда топлива, примыкающая своим задним торцом к крышке с теплозащитным покрытием, а передним - к передней торцевой крышке и выдвигаемая с помощью выдвигающего механизма посредством системы штифтов и упоров в сторону сопла, цилиндрическая поверхность подвижной части маршевого заряда топлива покрыта бронепокрытием, представляющим собой эластичный рукав с загнутым на угол 180 градусов краем со стороны заднего торца, к которому прикреплены тросы, протянутые к передней торцевой крышке через систему такелажных блоков и прикрепленные к переднему днищу.

Ядерный ракетный двигатель на компримированном рабочем теле // 2788991
Изобретение относится к ракетному двигателю с ядерным источником нагревания рабочего тела. Двигатель включает ядерный реактор с охлаждаемым корпусом, снабженным контуром с жидкометаллическим теплоносителем - литием, электромагнитный насос, компенсационный бак, панели излучатели тепла, а также двигатели ориентации и бортовой электрогенератор.

Газогенератор // 2788795
Изобретение относится к источникам давления и может быть использовано в системах вытеснения, перемещения, приведения в действие, разделения, в которых в качестве источника давления используют генерируемый газ, в частности, для приведения в действие аэродинамических поверхностей летательных аппаратов.

Охлаждаемый составной сопловой блок многокамерной двигательной установки // 2788489
Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к устройству двигательных установок. Охлаждаемый составной сопловой блок многокамерной двигательной установки, включающий укороченные сопла Лаваля с укороченным центральным телом, внешняя поверхность термоэмиссионного слоя покрыта материалом из группы электридов с эффективной работой выхода электрона 0,01-3,3 эВ, характеризующегося высокой электропроводностью и теплопроводностью при нагреве, при этом центральное тело с термоэмиссионным слоем выполнено в виде катода, а вблизи края центрального тела на расстоянии не менее 0,1 мм от края центрального тела установлен анод, между катодом и анодом в контакте с ними расположены электронепроводящие элементы, при этом анод соединен через проводящие элементы с входом источника напряжения, выход источника напряжения соединен с центральным телом, которое, в свою очередь, находится в электрическом контакте с термоэмиссионным слоем.

Устройство для герметизации раструба сопла ракетного двигателя // 2788468
Изобретение относится к устройствам для герметизации раструба сопла ракетного двигателя. Устройство для герметизации раструба сопла ракетного двигателя содержит заглушку, выполненную из резины и в форме тонкостенного тела вращения, имеющую сферический участок, переходящий в участок, повторяющий профиль раструба и который соединен с раструбом скрепляющим составом, при этом заглушка установлена выпуклой частью сферического участка в сторону сужающейся части раструба, заглушка выполнена с равномерно расположенными радиальными насечками, при этом насечки не проходят через участок, повторяющий профиль, заглушка дополнительно выполнена с кольцевой насечкой, ось которой находится на оси раструба, при этом толщина заглушки равномерно увеличивается от центра к периферии, как вариант равномерно расположенные радиальные насечки могут быть выполнены как на выпуклой части сферического участка, так и на стороне, противоположной выпуклой части сферического участка, причем глубина насечек равномерно уменьшается от центра заглушки до ее периферии, на заглушке может быть выполнен цилиндрический прилив, контактирующий с наружной цилиндрической поверхностью раструба, при этом прилив соединен с раструбом скрепляющим составом.

Гондола турбореактивного двигателя с реверсором тяги решетчатого типа, содержащим сегмент управления створкой // 2788354
Изобретение относится к двухконтурным турбореактивным двигателям. Гондола двигателя для турбореактивного двигателя, содержащая систему реверсора тяги, имеющую по меньшей мере один подвижный капот (8), выполненный с возможностью отведения в заднее положение обратной тяги, наклоняющиеся поворотные створки (10), по меньшей мере частично закрывающие кольцевой канал (18) потока, и открывающиеся боковые отверстия этого кольцевого канала потока, оснащенные решетками реверсора тяги, при этом каждый подвижный капот (8) содержит управляющий сегмент (12), скользящий в поперечной плоскости, возвратное устройство (20), соединяющее неподвижный участок гондолы (2) с этим управляющим сегментом (12) для его скольжения в положение реверса, при отведении подвижного капота (8), и соединительные тяги (16) створки, соединяющие указанный управляющий сегмент (12) с поворотными створками (10), наклоняющие указанные створки (10), обеспечивая закрытие кольцевого канала (18) потока при скольжении управляющего сегмента (12) в направлении его положения реверса.

"способ нагрева холодного газа гелия для системы наддува бака и устройство для его реализации" // 2788240
Изобретения относятся к области ракетной техники, а именно к системам наддува топливных баков ракет-носителей с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД). Для нагрева холодного газа гелия для системы наддува используют топливо для газогенератора – пероксид водорода (ПВ), которое разлагают в каталитическом генераторе на высокотемпературную смесь газов кислорода и воды.

Жидкостный ракетный двигатель с дополнительным электромагнитным разгоном продуктов сгорания // 2788063
Изобретение относится к области ракетного двигателестроения Жидкостный ракетный двигатель содержит конструктивно связанные кольцевую камеру сгорания, смесительную головку и штыревое сопло. В двигатель введены внешняя и внутренняя электрические обмотки, размещенные в корпусе камеры сгорания и подключенные к дополнительному источнику электрической энергии.

Звукопоглощающая панель для гондолы турбореактивного двигателя воздушного судна // 2787912
Изобретение относится к звукопоглощающей панели (1) для гондолы турбореактивного двигателя воздушного судна и способу изготовления этой панели. Панель (1) содержит центральную ячеистую сердцевину (2), расположенную между передней акустической обшивкой (3), содержащей перфорации (4), и задней обшивкой (6), при этом панель (1) содержит переднюю структуру (7) с первой сеткой (9) ячеистых стенок и заднюю структуру (8) с второй сеткой (10) ячеистых стенок.

Верхнее аксиальное средство удержания для реверсера тяги каскадного типа со скользящими лопастями d-образной конструкции // 2787910
Изобретение относится к силовой установке (1) летательного аппарата, содержащей турбореактивный двигатель (5), содержащий корпус (45) вентилятора, гондолу (3) и пилон (15) подвески, при этом гондола содержит заднюю по потоку секцию D-образной конструкции, вмещающую устройство реверсора тяги, и содержащую отклоняющие решетки, выполненные с возможностью перемещения, причем указанная задняя по потоку секция, имеющая D-образную конструкцию, содержит две D-образные полуконструкции, имеющие: наружный полукапот, выполненный с возможностью поступательного перемещения вдоль продольной оси; соединительные средства между отклоняющими решетками и указанным наружным полукапотом; полуответвление «на 12 часов»; внутреннюю полуконструкцию, определяющую внутреннюю часть кольцевого канала потока; при этом указанная гондола содержит полубалку «на 12 часов», установленную на полуответвлении «на 12 часов», шарнирно закрепленную на указанном пилоне.

Реверсор тяги с с-образной подвижной конструкцией для силовой установки летательного аппарата и способ ее технического обслуживания // 2787831
Изобретение относится к реверсорам тяги для силовых установок летательного аппарата. Реверсор тяги для силовой установки (1) летательного аппарата, содержащий подвижную конструкцию, имеющую наружные капоты (411), соединенные с шарнирами (51) поворотным соединением, обеспечивающим возможность поворота наружных капотов (411) между закрытым положением и положением технического обслуживания, причем шарниры (51) соединены со вторыми направляющими (52), жестко соединенными со стойкой (2) турбореактивного двигателя, скользящим соединением, обеспечивающим возможность поступательного перемещения наружных капотов (411) между положением прямой тяги и положением обратной тяги, при этом шарниры (51) и вторые направляющие (52) независимы от балок (42), с которыми соединены части (412) подвижной конструкции, отличные от наружных капотов (411), а способ технического обслуживания включает размещение наружных капотов (411) в положении технического обслуживания и последующее снятие балок (42) и указанных частей (412) подвижной конструкции, отличных от подвижных капотов (411).

Составной сопловой блок многокамерной двигательной установки // 2787634
Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к устройству двигательных установок. Составной сопловой блок многокамерной двигательной установки включает укороченные сопла Лаваля с укороченным центральным телом, центральное тело выполнено полым, на его внутреннюю поверхность нанесен термоэмиссионный слой из материала с эффективной работой выхода электрона 0.01-3.3 эВ, на расстоянии от 1 нм до 1 см от термоэмиссионного слоя расположен анод, между термоэмиссионным слоем и анодом в контакте с ними расположены электронепроводящие элементы, при этом термоэмиссионный слой и анод образуют полость, полость между термоэмиссионным слоем и анодом вакуумирована и герметизирована, анод электрически через проводящие элементы соединен с входом источника напряжения, выход источника напряжения соединен с термоэмиссионным слоем, анод примыкает к элементу, внутри которого расположены каналы системы охлаждения анода, в полости между термоэмиссионным слоем и анодом размещена легкоионизируемая добавка.

Смесительная головка камеры сгорания жрд // 2787433
Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при создании смесительных головок камер сгорания жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Смесительная головка камеры сгорания ЖРД содержит корпус, на внутренней поверхности которого выполнены продольные пазы, равномерно расположенные по окружности и сообщающиеся с помощью радиальных отверстий с полостью окислителя, образованной корпусом и закрепленным на его наружной поверхности коллектором, при этом полость горючего, образованная корпусом и закрепленным на его торце днищем, сообщается с каналами, расположенными между продольными пазами и соединенными с ними с помощью наклонных отверстий, образующих с радиальными отверстиями триплетные смесительные элементы.

Стабилизатор пламени форсажной камеры воздушно-реактивного двигателя // 2786970
Изобретение относится к области авиации, точнее к воздушно-реактивным двигателям с форсажной камерой. Стабилизатор пламени форсажной камеры воздушно-реактивного двигателя содержит консольные радиальные элементы и узел подвеса.

Способ работы импульсного лазерного ракетного двигателя для систем ориентации, стабилизации и коррекции орбитальных космических летательных аппаратов с малой массой // 2786881
Изобретение относится к космическим аппаратам (КА) и их управляющим устройствам, в частности к двигателям ориентации, стабилизации и коррекции КА в пространстве. В двигателе происходит генерирование лазерного излучения и подача его в импульсном режиме через фокусирующую линзу на заднюю стенку цилиндрического канала.

Выходное устройство плоского реактивного сопла с центральным телом // 2786871
Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к устройствам авиационного газотурбинного двигателя, а именно, к регулируемым в процессе сборки и нерегулируемым в работе выходным устройствам плоских реактивных сопел.

Газотурбинный двигатель // 2786843
Изобретение относится к газотурбинным двигателям. Газотурбинный двигатель содержит входное устройство, компрессор, турбину, кольцевую камеру сгорания с форсунками, жаровую трубу, кольцевой зазор между внешним кожухом жаровой трубы и корпусом камеры сгорания, сообщающийся с полостью жаровой трубы, жаровая труба снабжена отверстиями для подачи охлаждающего воздуха.

Камера жидкостного ракетного двигателя (жрд) с газодинамическим способом управления вектором тяги и сопловым насадком из углерод-углеродного композиционного материала (уукм) // 2786606
Изобретение относится к ракетным двигателям, в которых используется газодинамическое управление вектором тяги. Предложена камера ЖРД с газодинамическим способом управления вектором тяги и сопловым насадком, содержащая охлаждаемую сверхзвуковую часть с расположенными на ней секторами для подачи рабочего тела на вдув, неохлаждаемый насадок из углерод-углеродного композиционного материала (УУКМ), подводные и отводные коллекторы охладителя и секторы для подачи рабочего тела, в которой согласно изобретению секторы с отверстиями для подачи рабочего тела на вдув расположены в районе выходной части охлаждаемого сопла в месте соединения с насадком из УУКМ, а отверстия вдува выполнены в зоне утолщения ребер, периодически расположенных с ребрами без утолщения, и совместно с кольцевой канавкой обеспечивают обтекание охладителем выходной части сопла и места соединения с сопловым насадком, каналы охладителя сопловой части в районе расположения секторов вдува и между секторами вдува имеют общие подводной и отводной коллекторы.

Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием // 2786605
Изобретение относится к ракетной технике. Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием, содержащий газогенератор, турбонасосный агрегат с турбиной и насосами, входные магистрали окислителя и горючего, камеру с соплом и смесительной головкой, соединенной газоводом с затурбинной полостью турбонасосного агрегата, снабженную трактом охлаждения выходного участка сопла, соединенным выходом с помощью коллекторов и трубопровода с полостью смесительной головки, а входом - магистралью с трактом охлаждения камеры и минимального сечения сопла, соединенным с выходным патрубком насоса недостающего в газогенераторе компонента, при этом турбонасосный агрегат снабжен приводом, при этом между полостью смесительной головки недостающего в газогенераторе компонента и трубопроводом на выходе тракта охлаждения выходного участка сопла установлен соединенный с ним своим входом, а выходом с полостью смесительной головки, снабженный приводом подкачивающий насос.

Камера жидкостного ракетного двигателя (жрд), работающая при высоких давлениях // 2786604
Изобретение относится к камерам жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Камера ЖРД, работающая при высоких давлениях, содержащая сверхзвуковую часть сопла с каналами охлаждения, подводные и отводные магистрали, при этом каналы охлаждения с ребрами выполнены с изменяющимся углом поворота от продольной оси камеры до места перехода на увеличенное количество каналов и ребер, которое определяется толщиной ребер и величиной каналов по зависимости где δребра - толщина ребра; δканала - толщина канала; n - число ребер; α - угол наклона ребер части 2; D - переменный диаметр профиля сопловой части, а для обеспечения выравнивания расхода охладителя в ребрах выполнены выборки, соединенные между собой каналами в кольцевом ребре.

Устройство системы охлаждения двигательной установки // 2784745
Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к двигательным установкам. Устройство системы охлаждения двигательной установки включает в себя центральное тело, коллектор с циркуляционной схемой движения хладагента с выбросом в окружающую среду, согласно изобретению центральное тело состоит из электроизолирующего элемента, внешнего анода, внутренней и внешней поверхностей, на которые нанесен термоэмиссионный слой, внутренний и внешний термоэмиссионные слои вместе с центральным телом образуют катод, который электрически последовательно соединен с внутренним и внешним анодами через источник напряжения, внутренний анод через электроизолирующие элементы соединен с внутренним термоэмиссионным слоем катода на расстоянии до 0,3 мм от внутренней поверхности центрального тела, внутренний анод и внутренний термоэмиссионный слой катода образуют вакуумированную герметичную полость, внутри которой размещена добавка из легкоионизируемого элемента, вакуумированная герметичная полость через электроизолирующий элемент соединена с внешним анодом, который расположен по ходу течения продуктов сгорания по поверхности центрального тела.

Форсажная камера сгорания двухконтурного турбореактивного двигателя и способ её работы // 2784569
Изобретение относится к форсажной камере сгорания авиационных двухконтурных газотурбинных двигателей и способу её работы. Форсажная камера сгорания двухконтурного турбореактивного двигателя содержит корпус, смеситель, выполненный в виде чередующихся по окружности радиальных каналов первого и второго контуров, стабилизаторы и топливные форсунки.

Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием // 2784462
Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям с дожиганием. Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием, содержащий двигательный отсек с опорной рамой с возможностью качания в одной из плоскостей стабилизации, работающую с избытком одного из компонентов турбину турбонасосного агрегата с затурбинной полостью, соединенной с газоводом камеры с минимальным сечением и выходным участком сопла, снабженным коллектором подвода в тракт охлаждения камеры недостающего в турбине одного из компонентов, соединенными с опорной рамой, в нем корпус турбонасосного агрегата своим цилиндрическим участком размещен продольной осью симметрии под острым углом к продольной оси симметрии двигателя, например 40-45°, в параллельной продольной оси двигателя плоскости с размещением в секторном пространстве полости двигательного отсека с внешней части минимального сечения сопла с обеспечением минимального расстояния между продольными осями симметрии камеры и турбонасосного агрегата, а корпусов камеры и турбонасосного агрегата - с зазором без касания их друг с другом.

Гибридная детонационная реактивная силовая установка криштопа (гдрсук) и способ функционирования гдрсук (варианты) // 2784128
Изобретение ГДРСУК относится к области гибридных реактивных силовых установок детонационного горения с МГД генератором, вырабатывающим электроэнергию при вращении электропроводных продуктов детонационного горения в круговом канале МГД генератора, а реактивная тяга которых формируется сверхзвуковым выходом продуктов детонационного горения из основного реактивного сопла на выходе кругового канала МГД генератора.

Система управления двигательной установки летательного аппарата с насосной системой подачи порошкообразного металла в камеру сгорания // 2784126
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в двигательных установках ракет. В состав системы управления двигательной установкой летательного аппарата с насосной системой подачи порошкообразного металла в камеру сгорания входят бак для гелеобразного горючего с порошкообразной металлической присадкой, гидравлическая магистраль между баком и камерой сгорания с регулятором вязкости гелеобразного горючего, расположенным перед насосным агрегатом, источник электропитания и агрегаты химической автоматики.

Рабочая камера ракетного двигателя сыпучего топлива // 2783575
Изобретение относится к области космического ракетостроения, в частности к ракетным двигателям твердого дисперсного сыпучего топлива. Рабочая камера ракетного двигателя сыпучего топлива (РДСТ), содержащая камеру сгорания, сопло, заряд твердого топлива и теплозащитное покрытие, при этом рабочая камера содержит бункер сыпучего твердого топлива, днище бункера выполнено в виде поршня, расположенного в обечайке бункера с возможностью осевого перемещения, при этом на днище посредством подшипника закреплена рабочая камера двигателя, сообщающаяся с бункером посредством шлюзового механизма питания, и содержит щелевые каналы, через которые пропущены теплозащитные ленты, идущие вдоль стенок камеры через критическое сечение сопла с взаимным спиралеобразным перекрытием к механизму лентопротяжки, расположенному на срезе сопла, часть оболочки рабочей камеры, составляющая сопло и камеру сгорания, имеет форму двух конусов, плавно сопряженных между собой по узкой части, причем щелевые каналы для ввода теплозащитных лент образуются зазором между верхней конической частью указанной оболочки и отбортовкой днища рабочей камеры, выполненной в виде конического кольца, которое соединяется с вышеуказанной конической частью посредством силовых перемычек, рабочее сечение каждой из которых распределено вдоль образующей конуса.

Двухкомпонентная соосно-струйная форсунка // 2783308
Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Двухкомпонентная соосно-струйная форсунка содержит полый наконечник, соединяющий полость одного компонента с зоной горения, втулку, охватывающую с кольцевым зазором наконечник и соединяющую полость другого компонента с зоной горения.

Жрд с периферийными рулями на срезе сопла // 2783307
Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД), в которых для управления вектором тяги в полете используются различные органы управления, расположенные у среза сопла или внутри него. ЖРД с периферийными рулями на срезе сопла, содержащий камеру со сверхзвуковой частью сопла, периферийные рули, установленные в разъемных цапфах на срезе сопла, подводные и отводные магистрали охладителя к периферийным рулям, силовую раму и рулевые агрегаты, согласно изложению, периферийные рули переменной толщины с каналами охлаждения внутренней и наружной поверхностей соединены с двухполостной осью вращения для подачи и отбора охладителя, соединенной с подводными и отводными магистралями, а на наружной поверхности выполнен кронштейн, соединенный с рулевыми агрегатами, закрепленными другим концом к силовой раме.

Двухрежимный ракетный двигатель на твердом топливе // 2783054
Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к ракетным двигателям твердого топлива. Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус, переднее днище с воспламенительным устройством, заднее днище с газоходом и сопловым блоком и заряд твердого топлива с внутренним цилиндрическим каналом, имеющий щели со стороны переднего днища и скрепленный с корпусом защитно-крепящим слоем, при этом длина щелей составляет 0,4-0,7 от полной длины заряда твердого топлива, а отношение площади горения щелевой части канала составляет 5-8 к площади горения цилиндрической части канала.

Способ управления реверсивным устройством газотурбинного двигателя // 2783048
Изобретение относится к области авиастроения, в частности к способам управления реверсивным устройством (РУ) газотурбинного двигателя (ГТД) на летательных аппаратах при торможении самолета после приземления (посадки) и прерванного взлета.

Двигательная установка летательного аппарата и летательный аппарат, приводимый в движение такой двигательной установкой, встроенной в заднюю часть фюзеляжа летательного аппарата // 2782719
Изобретение относится к двигательным установкам летательных аппаратов. Двигательная установка (100) летательного аппарата содержит электрическое приводное устройство (140), выполненное с возможностью приведения во вращение турбинного ротора (104а, 104b), содержащая электрический генератор (142а, 142b) и электрический двигатель (146).

Заряд твёрдого ракетного топлива // 2782085
Изобретение относится к зарядам твердого ракетного топлива в качестве бронирующего адгезионно-активного покрытия высоконаполненных полимерных композиций. Заряд твердого ракетного топлива, выполненный в виде шашки, бронированной по внешней поверхности бронирующим покрытием, толщиной от 1,5 мм до 5 мм, при этом в качестве полимерного покрытия применяют композицию на основе полиэфируретанового каучука с концевыми эпоксиуретановыми группами, эпоксидных смол на основе 4,4’-диоксифенилпропана с молекулярной массой от 340 до 600 и продукта дегидрохлорирования дегидрохлоргидринов, полученных конденсацией эпихлоргидрина с водой под действием кислого катализатора, в качестве отвердителя использована стабилизированная жидкая смесь ароматических аминов, в качестве ускорителя отверждения - двухатомный фенол, в качестве наполнителя - полифосфат меламина, позволяющий повысить влагостойкость и термозащитные свойства покрытия, при этом композиция содержит в масс.

Способ функционального диагностирования жидкостного ракетного двигателя при огневом испытании // 2781738
Изобретение относится к области функционального диагностирования сложных технических систем, в частности жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Способ основан на использовании текущих измеренных в процессе огневого испытания значений параметров функционирования ЖРД, математической модели нормально функционирующего двигателя и характеристиках, полученных при автономных испытаниях, с помощью которых формируются диагностические признаки, определяющие нормальное или ненормальное функционирование с указанием момента времени возникновения и локализации неисправности.

Газогенератор // 2781730
Изобретение относится к области жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), а именно к газогенераторам, генерирующим газ для привода турбонасосного агрегата. Газогенератор содержит камеру сгорания, смесительную головку, в которой установлена штыревая форсунка, балластировочную решетку, состоящую из втулок, установленных с кольцевыми зазорами и соединенных между собой перепускными каналами, при этом в выходной части каждой втулки выполнены наклонные отверстия, балластировочную камеру и коллектор, соединенный с камерой сгорания и балластировочной решеткой.
 
.
Наверх