Установки, в которых рабочее тело используется только для создания реактивной струи, т.е. установки, не имеющие турбин или иных двигателей, приводящих компрессор или нагнетатель и управление ими (F02K7)
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)
F02K7 Установки, в которых рабочее тело используется только для создания реактивной струи, т.е. установки, не имеющие турбин или иных двигателей, приводящих компрессор или нагнетатель; управление ими (ракетные двигатели F02K9)(292)
F02K7/02 - Пульсирующие воздушно-реактивные двигатели(46)
F02K7/04 - С резонансными камерами сгорания(33)
F02K7/06 - С камерами сгорания, снабженными клапанами(12)
F02K7/067 - С аэродинамическими клапанами(3)
F02K7/075 - С несколькими пульсирующими реактивными двигателями(3)
F02K7/08 - С непрерывной реактивной струей(23)
F02K7/10 - Отличающиеся сжатием за счет скоростного напора, т.е. бескомпрессорные или прямоточные воздушно-реактивные двигатели(50)
F02K7/12 - Реактивные двигатели с непосредственным впрыском топлива(5)
F02K7/14 - С внешним сгоранием, например пульсирующий воздушно-реактивный двигатель со сверхзвуковым горением(7)
F02K7/16 - Комбинированные воздушно-турбореактивные двигатели(44)
F02K7/18 - Комбинированные ракетно-прямоточные двигатели(40)
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.
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.
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.
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.
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.
Изобретение - детонационный турбореактивный двигатель - относится к области воздушно-реактивных двигателей детонационного горения, высокоэффективно работающих в широком диапазоне - от нулевых до сверхзвуковых скоростей до нескольких Махов, с более высокими экономичностью и термическим КПД по сравнению с ВРД при дефлаграционном горении топливно-воздушных смесей.
Изобретение Детонационный пульсирующий ракетно-воздушно-реактивный двигатель (далее - ДПуРВРД) относится к области комбинированных перестраиваемых ракетно-воздушно-реактивных двигателей пульсирующего детонационного горения, эффективно работающих в широком диапазоне - от нуля до сверхзвуковых в несколько Махов и далее до околокосмических скоростей, которые могут использоваться для дальнемагистральной, суборбитальной и/или космической транспортных систем.
Комбинированное пульсирующее выходное устройство турбореактивного двухконтурного двигателя // 2780910
Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано для создания реактивной тяги на летательных аппаратах, так и на стационарных энергетических установках. Комбинированное пульсирующее выходное устройство турбореактивного двухконтурного газотурбинного двигателя с раздельными внешним и внутренним контурами содержит во внутреннем контуре суживающееся звуковое сопло, а во внешнем контуре в области выходного сечения с зазором между внешней и внутренней стенками внешнего контура - двухмерный газодинамический резонатор, выполненный в виде кольцевого элемента с резонаторной полостью, тяговая стенка которой выполнена в форме рассеченного в поперечном сечении тора, при этом на наружной и внутренней стенках наружного контура сформированы кольцевые выступы, образующие кольцевой зазор с соответствующими внешней и внутренней кромками резонаторной полости двухмерного газодинамического резонатора.
Сверхзвуковой самолет // 2776193
Изобретение относится преимущественно к пассажирским сверхзвуковым самолетам (СПС) с низким уровнем шума на местности (в районе аэропорта), предназначенным для совершения дальних перелетов. Сверхзвуковой самолет содержит фюзеляж, дельтовидное крыло малого удлинения, гибридную силовую установку, состоящую из двух маршевых турбореактивных двигателей со встроенными электрическими приводами-генераторами и электрическими двигателями со складывающимися на режиме сверхзвукового крейсерского полета воздушными винтами, расположенными на концевых сечениях дельтовидного крыла впереди или позади задней кромки, или в носовой части фюзеляжа, а также на концах переднего горизонтального оперения.
Изобретение относится к двигателестроению, преимущественно к системам подачи криогенного топлива в газотурбинный двигатель для наземного базирования и транспортных средств. Предложен способ пуска газотурбинного двигателя на криогенном топливе, заключающийся в повышении давления криогенного топлива до давления для работы газотурбинного двигателя на режиме малого газа и открытии клапана подачи при захолаживании криогенной топливной системы от выхода из криогенной расходной емкости до выхода из насоса турбонасосного агрегата до температуры жидкой фазы криогенного топлива, а при достижении температурой насоса турбонасосного агрегата температуры жидкой фазы криогенного топлива выполняют пуск насоса турбонасосного агрегата, при этом процесс захолаживания криогенной топливной системы начинают одновременно с открытием клапана подачи, отсечного клапана и регулятора расхода для подачи криогенного топлива через топливные форсунки в камеру сгорания газотурбинного двигателя в период раскрутки ротора газотурбинного двигателя в процессе его пуска и выхода на режим малого газа, а пуск насоса турбонасосного агрегата выполняют при дополнительном условии при увеличении режима работы газотурбинного двигателя выше режима малого газа.
Изобретение относится к ракетостроению, а именно к ракетно-прямоточным двигателям (РПД) на твердом топливе. Система распределенного подвода воздуха ракетно-прямоточного двигателя содержит камеру дожигания 1 ракетно-прямоточного двигателя, к которой в двух ее сечениях подсоединены воздухозаборные устройства 2, при этом в каждом воздухозаборном устройстве на входе в камеру дожигания выполнены три окна входа воздуха, размеры которых L1=2⋅L/9, L2=2⋅L/9, L3=3⋅L/9 соответственно, расстояние между окнами не превышает L/9, при общей длине воздушного тракта L не более двух калибров/диаметров камеры дожигания, а в окнах расположены поперечные направляющие 3 с углами наклона в пределах α1=60-70°, α2=40-50°, α3=30-35° соответственно, относительно продольной оси РПД.
Пульсирующий кумулятивный ракетный двигатель // 2770376
Изобретение относится к ракетной технике и основано на совместной работе множества пульсирующих кумулятивных камер (работа которых описана в патенте №2692171), расположенных на днище ракетного двигателя (далее - ПКРД) радиально, и может применяться в качестве маршевых ракетных двигателей.
Импульсный электротермический двигатель // 2769485
Изобретение относится к реактивным двигательным установкам и может быть использовано для коррекции орбиты и ориентации малых космических аппаратов научно-образовательного назначения. Двигатель содержит бак для рабочего тела, управляющий клапан, нагреватель, выполненный в виде капиллярной трубки из электропроводящего материала, токоподводы и сопло.
Способ подачи нанодисперсного компонента топливной композиции в камеру сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя относится к области авиационного двигателестроения, может быть использован при разработке прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ПВРД) и повышения эффективности сгорания топливных композиций на основе жидких реактивных горючих и нанодисперсных добавок (нанодисперсный углерод, металлические горючие и их соединения) к ним в камере сгорания ПВРД, за счет начала смешения нанодисперсных частиц компонента топливной композиции с набегающим потоком воздуха в воздухозаборнике, последующим разогревом в воздухозаборнике из-за торможения потока воздуха со сверхзвуковых скоростей до звуковых, перед смешением с жидким реактивным горючим, подаваемым после воздухозаборника в камеру сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя.
Группа изобретений относится к технике, преимущественно военной, а именно к двигателям летательных аппаратов, и может быть использована, вероятнее всего, в двигателя небольших беспилотных летательных аппаратов, таких как зенитные, авиационные и тактические ракеты, беспилотные разведчики, летающие мишени и т.п.
Изобретение относится к ракетной технике, в частности к способам работы детонационных ракетных двигателей. Способ работы детонационного жидкостного ракетного двигателя многократного включения заключается в том, что для запуска ЖРД используется энергия газов с возможностью кратковременной подачи газов для постановки деталей в положение готовности.
Изобретение относится к области авиации, в частности к способам приведения во вращение несущих винтов винтокрылых летательных аппаратов. Способ приведения во вращение ротора с помощью хотя бы одного реактивного двигателя заключается в том, что смесь газообразного топлива и окислителя сжигается в месте сгорания для получения реактивной струи, создающей тягу для вращения ротора.
Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано в авиации в импульсных детонационных двигателях для получения тяги и обеспечения движения транспортных систем гражданского назначения (доставка грузов в труднодоступные районы, помощь в чрезвычайных ситуациях и пр.).
Изобретение относится к воздушно-реактивным двигателям летательных аппаратов и может быть использовано в качестве двигателя небольших беспилотных летательных аппаратов. Форкамерный пульсирующий воздушно-реактивный двигатель содержащий, в частности, камеру сгорания 6, на задней стенке которой смонтирован козырек 7, снабженный средством формирования газового потока, впускную систему из первой 2 и второй 4 труб смесителей, аэродинамические клапаны 13, топливный коллектор и сопло подачи топлива 1, змеевик нагрева топлива 12, резонаторную трубу 9.
Изобретение относится к военной технике, в частности к воздушно-реактивным двигателям летательных аппаратов и может быть использовано в качестве двигателей ракет или беспилотных летательных аппаратов. Форсирование двухконтурного эжекторного пульсирующего воздушно-реактивного двигателя (ЭДПуВРД) заключается в ускорении процесса горения за счет предварительной реализации механизма пиролиза исходного рабочего топлива бензина в пропан, бутан, этилен и метан и далее с образованием из них ацетилена.
Изобретение может быть использовано в ближнемагистральной авиации. Комбинированная силовая установка включает корпус, блок форсунок, установленных внутри камеры (2) сгорания, пароводородную турбину и реактивное сопло.
Способ определения коэффициента полноты сгорания топлива в прямоточном воздушно-реактивном двигателе // 2755211
Изобретение относится к авиационной технике и ракетно-космической технике, а именно к разработке высокоскоростных летательных аппаратов с интегрированной силовой установкой на водородном топливе. Способ определения коэффициента полноты сгорания топлива в прямоточном воздушно-реактивном двигателе, в котором модель двигателя жестко соединяют с горизонтальной тягоизмерительной платформой.
Универсальный реактивный двигатель (урд) // 2754976
Изобретение относится к ракетным реактивным двигателям. Универсальный ракетный двигатель (УРД) для крылатой ракеты, дозвукового, сверхзвукового и гиперзвукового самолета, космоплана содержит систему формирования и впрыска газообразного или жидкого топлива высокого давления, устройство впрыска окислительной смеси, воды; сужающийся регулируемый воздухозаборник прямоугольного или треугольного поперечного сечения; регулируемое сопло; многосекционную камеру сгорания с системой одновременного воспламенения по всей длине камеры сгорания.
Изобретение относится к двигателям летательных аппаратов и может быть использовано в качестве двигателя небольших беспилотных летательных аппаратов, таких как, например, беспилотные разведчики, летающие мишени.
Изобретение относится к реактивным двигателям, в частности к пульсирующим детонационным реактивным двигателям. В двигателе имеется камера сгорания, выполненная в виде детонационного резонатора с выходом в выхлопное сопло.
Изобретение относится к двигателестроению, а точнее к импульсному ракетному двигателю. Импульсная камера сгорания космического ракетного двигателя, содержащая впускной обратный клапан фронтового устройства для порционного ввода окислителя, завихритель, свечу зажигания, импульсную топливную форсунку, выпускной обратный клапан, препятствующий истечению топливной смеси из камеры сгорания при заполнении ее топливной смесью и при начале горения, при этом выпускной обратный клапан установлен на выходе из камеры сгорания перед тяговым осесимметричным соплом Лаваля и содержит седло с профилированными проходами, тарелку со штоком и возвратную пружину, работает в полностью автоматическом режиме и позволяет предотвратить истечение топливной смеси в окружающее пространство и повысить степень добавочного повышения давления в процессе взрывного горения.
Изобретение относится к ракетной технике, а именно к устройствам, предназначенным для регулирования расхода продуктов газогенерации в ракетно-прямоточных двигателях (РПД). Регулятор расхода продуктов газогенерации размещается между газогенератором и камерой дожигания и содержит переднюю 1 и заднюю 2 крышки с теплозащитным покрытием 3 (10), проходной канал 4, смещенный относительно продольной оси регулятора в радиальном направлении и закрытый теплозащитным покрытием 5, сопловой вкладыш 6 из композиционного вольфрамомедного псевдосплава, электропривод с редуктором 7, на валу 8 которого закреплена грибовидная поворотная заслонка 9, также выполненная из композиционного вольфрамомедного псевдосплава.
Изобретение относится к технике, преимущественно военной, а именно к двигателям летательных аппаратов, и может быть использовано, вероятнее всего, в качестве двигателя небольших беспилотных летательных аппаратов, таких как зенитные, авиационные и тактические ракеты, беспилотные разведчики, летающие мишени и т.п.
Изобретение относится к прямоточным воздушно-реактивным двигателям. Воздухозаборное устройство (1) сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя, интегрированного с корпусом летательного аппарата, содержит канал (2) с входным окном (3) в виде кольцевого сегмента и критическим сечением (4) и многоскачковое тело торможения воздушного потока.
Силовая установка двухмоторного летательного аппарата и способ управления силовой установкой // 2746294
Изобретение относится к силовой установке двухмоторного летательного аппарата и способу управления ей. Силовая установка включает два комбинированных двигателя, каждый из которых содержит трехконтурный турбореактивный двигатель с форсажной полостью и прямоточный воздушно-реактивный двигатель, и имеет два независимых воздушных канала, один из которых связан с входом турбореактивного двигателя, а второй с входом прямоточного воздушно-реактивного двигателя.
Прямоточный воздушно-реактивный двигатель на твердом топливе и способ функционирования двигателя // 2744667
Прямоточный воздушно-реактивный двигатель на твердом топливе содержит воздухозаборник, корпус с зарядом твердого топлива, камеру сгорания и камеру дожигания, образующие проточный тракт, и сверхзвуковое сопло.
Изобретение относится к ракетно-космической техники и может быть использовано для создания многоразовых ракетных комплексов. Комбинированная силовая установка многоразовой первой ступени ракеты-носителя содержит прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД) состоящий из внутреннего и наружного корпуса установленных коаксиально и соединенных между собой с помощью пилонов, образующих профилированный канал осесимметричного воздухозаборника, установленного во входной части профилированного канала, коллектора горючего с форсунками и стабилизатора пламени, установленных во внутренней полости кольцевой камеры сгорания, образованной внутренним и наружным корпусом, и в выходной части которой установлено укороченное центральное тело штыревого сопла ПВРД, а подача горючего к форсункам осуществляется с помощью турбонасосного агрегата, включающего в себя центробежный насос, вход которого соединен с выходом бака горючего, и турбину, расположенную на одном валу с центробежным насосом, выход которой соединен с коллектором горючего, причем во внутренней полости кольцевой камеры сгорания расположено теплообменное устройство, вход которого соединен с выходом центробежного насоса, а выход - с входом турбины, жидкостный ракетный двигатель (ЖРД), расположенный во внутренней полости центрального тела штыревого сопла ПВРД.
Изобретение относится к ракетной технике, в частности к способам работы детонационных ракетных двигателей. Способ заключается в том, что твердое горючее и твердый окислитель размещают в отдельных газогенераторах, осуществляют нагрев и газификацию твердого горючего и твердого окислителя при помощи соответствующих дополнительных зарядов твердого топлива с низкой скоростью горения.
Изобретение относится к двигателестроению. Реактивный двигатель (1) с непрерывной и прерывистой пульсацией, включающий диффузор воздухозаборника (2) с цилиндрической формой внешней части, камеру сгорания (3), несколько средств впрыска топлива (19) и выхлопной патрубок (4) - оба той же внешней формы, что и диффузор, а также включает камеру для вращающегося диска (5), позволяющую воздуху непрерывно или прерывисто проходить через диффузор (2) в камеру сгорания (3), альтернативный вариант двигателя с альтернативным валом (13), соединенным с ведущим валом (9) двигателя (1) посредством первого кулачка (14), несколько средств для остановки ведущего вала (9), а также воздушную камеру под давлением (16), соединяющуюся с этим валом, средства впрыска топлива (19), в которой пригодны для активации впрыска синхронно с прохождением воздуха из диффузора (2) в камеру сгорания (3).
Изобретение может быть использовано в авиационных двигателях. Способ функционирования детонационного двигателя заключается в том, что осуществляют подачу компонентов топлива в кольцевую камеру (1) сгорания, их перемешивание и горение с созданием непрерывной вращающейся волны детонации с последующим истечением продуктов сгорания в тяговое устройство.
Прямоточный воздушно-реактивный двигатель // 2736670
Изобретение относится к прямоточным воздушно-реактивным двигателям (ПВРД), в которых рабочее тело используется для создания воздушно-реактивной струи, отличающимся сжатием за счет скоростного напора, в частности к сверхзвуковым, и может быть использовано в космической и оборонной отрасли.
Жидкостный турбореактивный двигатель "н-2" // 2732939
Изобретение относится к областям строений силовых установок, которые создают реактивные газовые тяги и генерируют электрические токи в воздушной и в вакуумной средах. Технические достижения: жесткость при изгибах и прочность при растяжениях жидкостного турбореактивного двигателя «Н-2».
Изобретение относится к областям строений силовых реактивных установок, которые работая как ЖТРД или ПВТРД, создают изменяющие направления передние газовые тяги и обеспечивают работами бортовые электромагнитные генераторы электрических токов, а также, работая как ЖРД, создают задние газовые тяги.
Способ и устройство для получения энергии посредством осевой машины, работающей на текучей среде, содержащей в кольцевом канале, по меньшей мере, вращающуюся внутреннюю стенку (308, 408, 501) и/или вращающуюся внешнюю стенку (409, 502), по которому проходит вихревой поток рабочей текучей среды со скоростью (420).
Изобретение относится к способам исследования и совершенствования непрерывно-детонационных камер сгорания для использования их в авиационном двигателестроении. Техническим результатом, достигаемым при использовании заявленного способа, является выявление зоны совместной работы ДФКС и ТРД с требуемыми параметрами.
Ограничитель потока воздухозаборника // 2727829
Настоящее изобретение относится к гиперзвуковым транспортным средствам, в частности к воздушно-реактивным двигателям и ограничителям потока воздухозаборника для гиперзвуковых транспортных средств. Гиперзвуковое транспортное средство содержит корпус;управляющую поверхность, сопряженную с корпусом; и гиперзвуковой воздушно-реактивный двигатель, сопряженный с корпусом, причем двигатель содержит: сужающийся воздухозаборник, содержащий неподвижную обечайку, имеющую первую площадь поперечного сечения, и горло, сообщающееся по текучей среде с обечайкой и имеющее вторую площадь поперечного сечения, меньшую чем первая площадь поперечного сечения; и ограничитель потока, имеющий третью площадь поперечного сечения, меньшую чем первая площадь поперечного сечения, и выполненный с возможностью перемещения между убранным положением и полностью развернутым положением; причем при нахождении ограничителя потока в полностью развёрнутом положении между периферией ограничителя потока и внутренней поверхностью обечайки образован однородный зазор; и разница между первой площадью поперечного сечения обечайки и третьей площадью поперечного сечения ограничителя потока приблизительно равна второй площади поперечного сечения горла.
Способ и устройство организации периодической работы непрерывно-детонационной камеры сгорания // 2724558
Способ организации периодической работы непрерывно-детонационной камеры сгорания включает подачу окислителя и жидкого топлива в виде струй и пристеночных пленок и инициирование горения. Для камеры сгорания определяют усталостную прочность ее стенок и критическую температуру, при которой она разрушается.
Способ работы прямоточного воздушно-реактивного двигателя и устройство для его реализации // 2724557
Изобретение относится к способу работы прямоточного воздушно-реактивного двигателя на основе непрерывно-детонационных камер сгорания и устройству для его реализации. Используют две кольцевые непрерывно-детонационные камеры сгорания, для которых задают начальную температуру их стенок и рабочую температуру, не превышающую критическую температуру разрушения стенок камер сгорания.
Изобретение относится к воздушно-реактивным двигателям, устанавливаемым на концах лопастей несущего винта реактивного вертолета. Предложен способ организации рабочего процесса в импульсно-детонационном тяговом модуле для реактивного вертолета, размещенном на конце лопасти несущего винта, включающий подачу топлива, смешение топлива с воздухом, заполнение камеры сгорания горючей смесью, возникновение детонационной волны, расширение продуктов детонации в горелочном тракте и истечение продуктов детонации через сопло для создания реактивной тяги, в котором на горячие внутренние стенки камеры сгорания жидкое топливо подается циклически в виде струй, причем струи ориентированы так, чтобы горячие внутренние стенки камеры сгорания смачивались жидким топливом равномерно с учетом направления действия центробежных сил, а в результате термомеханического взаимодействия струй жидкого топлива с горячими внутренними стенками камеры сгорания происходит фрагментация струй с образованием капель и пленок жидкого топлива, а также паров топлива, обеспечивающих формирование детонационно-способной двухфазной горючей смеси, заполняющей горелочный тракт, а принудительное зажигание горючей смеси приводит к образованию в горелочном тракте ускоряющегося турбулентного пламени и к быстрому переходу горения в детонацию, так что вся оставшаяся в горелочном тракте двухфазная горючая смесь сгорает в детонационной волне, бегущей по направлению к соплу, а после ее выхода из сопла происходит истечение продуктов детонации через сопло, сопровождающееся снижением давления в горелочном тракте до уровня давления торможения в набегающем потоке воздуха, обеспечивая тем самым условия для продувки горелочного тракта и его повторного заполнения детонационно-способной двухфазной смесью топлива и воздуха, а истекающие из сопла продукты детонации создают реактивную тягу.
Изобретение относится к технике, преимущественно военной, а именно к двигателям летательных аппаратов, и может быть использовано, вероятнее всего, в двигателя небольших беспилотных летательных аппаратов.
Изобретение относится к способам организации рабочего процесса в воздушно-реактивных двигателях с непрерывно-детонационным горением и устройствам для их осуществления, предназначенным, в частности, для высокоскоростных беспилотных летательных аппаратов.
Группа изобретений относится к технике, преимущественно военной, а именно к двигателям летательных аппаратов. Форсирование двухконтурного эжекторного пульсирующего воздушно-реактивного двигателя заключается в подаче топлива в аэродинамический клапан второго контура, последующем его струйном перемешивании с топливом в камере сгорания и поджиге.
Воздушно-реактивный двигатель // 2712332
Воздушно-реактивный двигатель содержит насос подачи топлива, поджигатель, камеру сгорания и сопло. Корпус, ускорители потока и камера сгорания образуют воздушные камеры, которые соединены с атмосферой.
Реактивный двигатель на несущем винте // 2711649
Реактивный двигатель на несущем винте можно отнести к модели для беспилотников. Реактивный двигатель на несущем винте имеет сопло, составлен из нескольких соединенных каналами зажигания в замкнутый по кругу контур пульсирующих воздушно-реактивных двигателей.
Способ формирования и сжигания топливной смеси в камере детонационного горения ракетного двигателя // 2710740
Способ формирования и сжигания топливной смеси в камере детонационного горения ракетного двигателя включает подачу окислителя и топлива с распылением их в камере детонационного горения с образованием детонационных волн, перемещающихся навстречу движущимся потокам окислителя, топлива, и выброс продуктов сгорания.
