С камерами сгорания, снабженными клапанами (F02K7/06)
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)
F02K7/06 С камерами сгорания, снабженными клапанами(12)
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 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 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.
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 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 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.
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 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 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 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).
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.
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.
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.
Изобретение относится к энергоустановкам на химическом топливе. Способ формирования непрерывной детонации в камере сгорания двигателя заключается в формировании камеры сгорания двигателя, содержащей неодносвязный объем Ω, в котором имеется замкнутая кривая ω, проходящая через точки, наиболее удаленные от противоположных стенок камеры сгорания двигателя.
Способ двухконтурной продувки пульсирующего воздушно-реактивного двигателя заключается в подаче воздуха через клапан, последующем его перемешивании с топливом и поджиге. Продувку пульсирующего воздушно-реактивного двигателя на цикле всасывания осуществляют одновременно через два контура разнотипных впускных клапанов - аэродинамический и механический, с последующей организацией интенсивного перемешивания в камере сгорания путем струйного обдува зоны горения с образованием кольцевых вихрей.
Способ детонационного сжигания топливных смесей включает раздельную подачу топлива и воздуха в камеру сгорания и инициирование детонационного горения образующейся смеси. Дополнительно в камеру сгорания производят подачу предварительно турбулизованного воздуха и смешивают его с продуктами детонации ниже по потоку от критической ширины фронта детонационной волны до выхода продуктов из камеры по поверхности стенок в порядке, обусловленном тепловыми потоками в стенки камеры и условиями перемешивания дополнительного турбулизованного воздуха с продуктами сгорания, под углом к потоку продуктов сгорания.
Способ реализации циклического детонационного сгорания в пульсирующем воздушно-реактивном двигателе // 2493399
Способ реализации циклического детонационного сгорания в пульсирующем воздушно-реактивном двигателе заключается в продувке камеры сгорания из трубчатых аэродинамических клапанов, подаче топлива и последующем его воспламенении от остаточных продуктов сгорания и воспламенении топливо-воздушной смеси от продуктов сгорания, возвращающихся внутрь камеры сгорания из резонаторной трубы на цикле всасывания.
Детонационный пульсирующий двигатель // 2458242
Пульсирующий газотурбинный двигатель // 2311555
Изобретение относится к области машиностроения и может использоваться в двигателях различного назначения. .
Двигатель с пульсирующей детонацией // 2294446
Изобретение относится к пульсирующим детонационным двигателям, позволяющим развивать высокие тяговые скорости. .
Реактивный двигатель детонационного сгорания // 2242629
Изобретение относится к области машиностроения и может быть применено на наземном и водном транспорте, а также на летательных аппаратах. .
Устройство для подъема текучей среды // 1569438
Изобретение относится к области насосостроения и может быть использовано для подъема различных жидкостей, например, из скважины. .
