Отличающиеся сжатием за счет скоростного напора, т.е. бескомпрессорные или прямоточные воздушно-реактивные двигатели (F02K7/10)
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)
F02K7/10 Отличающиеся сжатием за счет скоростного напора, т.е. бескомпрессорные или прямоточные воздушно-реактивные двигатели(50)
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.
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.
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.
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.
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).
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.
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.
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.
Воздушно-реактивный детонационный двигатель на твердом топливе и способ его функционирования // 2706870
Изобретение относится к силовым установкам летательных аппаратов различного назначения, работающим на твердом топливе (например, синтетическом полимере). Способ организации детонационного горения пиролизных газов в камере сгорания воздушно-реактивного двигателя, при котором для дросселирования реактивной тяги используется продувка реактора-пиролизера с гранулированным твердым топливом высокотемпературными или низкотемпературными газами из газогенератора.
Cверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигателе выполнен в виде корпуса, снабженного устройством крепления к летательному аппарату и содержащего проточный тракт, включающий воздухозаборное устройство с многоскачковой поверхностью торможения воздушного потока и горлом с наименьшим проходным сечением, камеру сгорания и реактивное сопло, а также содержащего систему подачи топлива в камеру сгорания.
Изобретение относится к гиперзвуковым летательным аппаратам [ГЛА] с прямоточными реактивно-воздушными двигателями [ПВРД]. В системе подачи углеводородного топлива для ГЛА, содержащего ПВРД с камерой сгорания, система активной тепловой защиты обшивки ГЛА выполнена в виде охлаждающей испарительной системы с теплоносителем, состоящей из капиллярно-пористой структуры с каналами подвода теплоносителя - воды и отвода его паров.
Прямоточный воздушно-реактивный двигатель // 2647919
Прямоточный воздушно-реактивный двигатель, состоящий из входного устройства, диффузора, камеры сгорания, выходного устройства. На гиперзвуковых скоростях полета (М>5) в проточную часть подается вода.
Блиск охлаждаемых пилонов подачи горючего // 2642718
Изобретение относится к области аэрокосмической техники и может быть использовано для подачи горючего в высокоскоростной поток воздуха в перспективных прямоточных воздушно-реактивных двигателях внутриатмосферных летательных аппаратов.
Изобретение относится к системам управления обтеканием летательного аппарата при дозвуковых и околозвуковых скоростях полета. Импульсный плазменный тепловой актуатор эжекторного типа содержит подводной канал с обратным клапаном, разрядную камеру со встроенными игольчатыми электродами, сопло эжектора, камеру смешения, полость разрежения со щелью, соединяющей полость разрежения с поверхностью крыла, выходной диффузор.
Изобретение относится к области ракетной техники, созданию прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ПВРД) для крылатых ракет (КР) и управлению КР. В случаях неисправности датчиков командных давлений выдается команда для выполнения резервного алгоритма управления ПВРД.
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в гиперзвуковых крылатых ракетах с прямоточными воздушно-реактивными двигателями, предназначенных для полетов на больших высотах. В частности, изобретение относится к прямоточному воздушно-реактивному двигателю с газогенератором открытого типа и регулируемым расходом твердого топлива.
Изобретение относится к прямоточному воздушно-реактивному двигателю, включающему детонационную камеру, и к летательному аппарату, содержащему такой прямоточный реактивно-воздушный двигатель. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель, который работает на взрывчатой топливно-воздушной смеси и содержит по меньшей мере одну детонационную камеру, которая оборудована на своем верхнем конце базой нагнетания воздуха и которая заканчивается на своем нижнем конце реактивным соплом, по меньшей мере один воздухозаборник, соединенный с указанной детонационной камерой для обеспечения возможности снабжения ее воздухом, и средства для впрыска топлива в детонационную камеру.
Изобретение относится к гиперзвуковой авиации, а именно к гиперзвуковым летательным аппаратам с прямоточным воздушно-реактивным двигателем. В передней части гиперзвукового летательного аппарата сформировано углубление, объем которого заполняется горючим газом через отверстия, распределенные по поверхности углубления.
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в камере сгорания гиперзвукового воздушно-реактивного двигателя. Генератор акустических колебаний для камеры сгорания гиперзвукового воздушно-реактивного двигателя содержит свечу зажигания, топливные сопла, профилированную геометрию проточной части, камеру смешения, вихревую камеру, выходной диффузор, лопаточное закручивающее устройство, сверхзвуковой диффузор.
Прямоточный воздушно-реактивный двигатель на твердом горючем и способ функционирования двигателя // 2565131
Изобретение относится к авиационному двигателестроению и предназначено для прямоточных воздушно-реактивных двигателей. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель на твердом горючем содержит воздухозаборник, газогенератор с зарядом твердого горючего в отдельном корпусе, камеру дожигания и сопло.
Способ организации воспламенения и горения топлива в гиперзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе высокоскоростного летательного аппарата, содержащего камеру сгорания, заключается в подаче горючего со сверхзвуковой скоростью через систему пилонов, обтекаемых кислородом, например, в составе воздуха.
Изобретение может быть использовано в космической и оборонной отрасли. Высокоскоростной прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД) содержит последовательно расположенные воздухозаборное устройство, камеру сгорания (КС) и выходное сопло.
Изобретение может быть использовано в космической и оборонной отрасли. Способ воспламенения топливной смеси заключается в том, что в камеру сгорания двигателя подают высокоскоростной поток воздуха, обеспечивают торможение потока, образуют в камере сгорания топливную смесь и воспламеняют ее.
Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит сверхзвуковой воздухозаборник, сверхзвуковую камеру сгорания, выходное сверхзвуковое сопло, обечайку, регулятор давления подачи топлива, устройство подачи топлива в двигатель, источник лазерного излучения и оптическую систему.
Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель и способ организации рабочего процесса // 2529935
Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ГПВРД) содержит корпус, воздухозаборник с центральным телом, внутри которого установлена топливная форсунка в виде газоструйного резонатора с острой передней кромкой, соединенной пилонами с воздухозаборником, камеру сгорания, воспламенитель, сопло, систему управления и твердотопливный картридж для стартового разгона.
Аппарат для взаимодействия с воздухом или газом, способный выполнять функцию компрессора или детандера, содержит корпус, вал для передачи крутящего момента, ротор. Вал для передачи крутящего момента проходит через корпус с возможностью вращения вокруг оси и функционально соединен с ротором.
Изобретение относится к авиационному двигателестроению, а именно к гиперзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателям (ГПВРД). .
Изобретение относится к двигателестроению, а точнее к способу организации горения в гиперзвуковом прямоточном реактивном двигателе и гиперзвуковому прямоточному воздушно-реактивному двигателю с горением в наклонной детонационной волне.
Изобретение относится к двигателю, использующему воздух, движущийся со сверхзвуковыми скоростями для сжатия, сжигания и расширения. .
Изобретение относится к тепловым и ядерным силовым установкам, в частности к реактивным двигательным установкам, и может быть использовано для защиты от тепловых потоков высокой плотности деталей и узлов, в том числе датчиков замера параметров рабочего тела, линий коммуникаций, а также устройств распыла дополнительной среды, располагаемых в тракте высокотемпературного, высокоскоростного рабочего тела силовой установки.
Изобретение относится к устройствам, предназначенным для передачи механической энергии движения от теплового двигателя внутреннего сгорания к электрогенератору. .
Гиперзвуковой прямоточный двигатель // 2371599
Устройство охлаждения реактивного двигателя // 2363856
Изобретение относится к области машиностроения, а именно к конструированию турбореактивных двигателей, и может быть использовано в реактивном двигателе, преимущественно Черемушкина О.В. .
Изобретение относится к прямоточно-эжекторным двигателям и может использоваться в области ракетно-тактического и ракетно-космического оружия, а также для вывода на околоземные орбиты различных полезных грузов.
Изобретение относится к области космической и специальной техники, а точнее к силовым установкам для гиперзвуковых летательных аппаратов (ГЛА) и многоразовых космических транспортных систем (МКТС) с комбинированными и силовыми установками.
Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель (гпврд) и способ организации горения // 2262000
Изобретение относится к авиационному двигателестроению, а именно к гиперзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателям (ГПВРД), и может быть использовано в двигательных установках гиперзвуковых летательных аппаратов.
Изобретение относится к реактивным двигательным установкам и предназначено для использования при полетах летательных аппаратов в воздушном пространстве. .
Изобретение относится к авиационному двигателестроению, а именно к гиперзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателям (ГПВРД) для гиперзвуковых летательных аппаратов (ГЛА). .
Изобретение относится к устройствам, используемым в качестве двигателей летательных аппаратов, таких как самолеты, воздушно-космические аппараты, а также различные ракеты. .
Прямоточно-эжекторный ракетоноситель // 2181849
Изобретение относится к области тактических реактивных боеприпасов. .
Прямоточно-эжекторный ракетоноситель // 2150598
Изобретение относится к ракетной технике для ведения боевых действий путем залпового огня, а также может использоваться, в частности, для разрушения градовых туч. .
Изобретение относится к двигательным установкам для гиперзвуковых и воздушно-космических летательных аппаратов, содержащих гиперзвуковые прямоточные воздушно-реактивные двигатели и технические средства на принципах магнитогазодинамики.
Изобретение относится к авиации, а именно к воздушно-реактивным двигателям для установки на концах лопастей и может широко применяться для привода воздушных винтов различных летательных аппаратов, судов на воздушной подушке и т.д..
Изобретение относится к авиационной технике, в частности к реактивным двигателям. .
Изобретение относится к использованию плазмы для получения реактивной тяги. .
