Реактивные двигатели, отличающиеся по форме или расположению реактивных сопел или сопловых насадок, сопла и насадки для них: .сопла особой конструкции, предусматривающие возможность прилегания к другому соплу или к какому-либо неподвижному элементу, например обтекателю – F02K 1/52

Мультипликатор инжекторного ускорителя (МИУ) состоит из тела вращения, капсуловидной полой конструкции, из легких, прочных, жаростойких сплавов металла. Вальцованные обечайки сварены во фрагменты, полученные конструкторским сечением плоскостями, перпендикулярными к оси устройства МИУ. Обечайки соединены между собой через кольцевые стяжные ребра жесткости путем стяжки их через высокопрочные болтовые соединения. Устройство крепится через жесткое крепление сзади за сопловым аппаратом реактивного двигателя и взаимодействует с ним в виде многоступенчатой (пять ступеней и более) конструкции последовательно соединенных камер с инжекторными сопряжениями. Камеры охвачены мощными электромагнитами (соленоидами) с установленными ионизаторами на входных диффузорах МИУ. Обеспечивается частичный возврат газовоздушной смеси и повторное прохождение в инжекторные сопряжения через каналы полости. Повышается сила тяги реактивного двигателя и эффективность использования топлива за счет более высокой скорости истечения реактивной струи. 6 ил.

Выхлопная система для газовой турбины с раздельными потоками содержит направляющее поток сопло и выхлопной патрубок, предназначенный для соединения направляющего сопла с выходом газовой турбины. Направляющее сопло содержит главное сопло, прикрепленное к выхлопному патрубку, и вторичное сопло, расположенное вокруг главного сопла. Направляющее сопло дополнительно содержит средства для прикрепления вторичного сопла непосредственно к выхлопному патрубку. При этом указанное вторичное сопло поддерживается выхлопным патрубком независимо от главного сопла. Другим объектом настоящего изобретения является газовая турбина с раздельными потоками для авиационного двигателя, включающая описанную выше выхлопную систему. Также объектом изобретения является способ сборки выхлопной системы для газовой турбины с раздельными потоками, описанной выше, в котором вторичное сопло прикрепляют непосредственно к выхлопному патрубку, так что указанное вторичное сопло поддерживается выхлопным патрубком независимо от главного сопла. Изобретение позволяет снизить механические нагрузки, действующие на главное сопло. 3 н. и 14 з.п. ф-лы, 11 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения. Устройство для сочленения наружной поверхности поворотного реактивного сопла двигателя и мотогондолы самолета содержит кольцевой короб и съемные упругие элементы. Передние концы съемных элементов заведены под внутренний контур стенки мотогондолы, а внутренняя поверхность кольцевого короба соединена с корпусом реактивного сопла тягами. Тяги расположены под углом к продольной оси двигателя. Каждый упругий элемент прикреплен к кольцевому коробу по меньшей мере с помощью двух резьбовых соединений с самоконтрящимися гайками. Гайки установлены в коробе с возможностью продольного и поперечного перемещения относительно оси двигателя. Задний конец упругого элемента заведен в кольцевую проточку, выполненную в коробе. Изобретение позволяет повысить надежность соединения реактивного сопла двигателя и мотогондолы самолета. 1 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к области снижения уровня инфракрасного излучения турбореактивных двигателей в заднюю полусферу самолета. Выходное устройство двухконтурного турбореактивного двигателя содержит корпус, разделительную перегородку, канал второго контура между ними, центральный затурбинный обтекатель и дополнительную оболочку. Затурбинный обтекатель выполнен с перфорированной поверхностью и повернут своей вершиной к выходу двигателя. Дополнительная оболочка соосно установлена внутри обтекателя и образует вместе с обтекателем канал для прохода охлаждающего воздуха, который соединен с каналом второго контура. Крепление дополнительной оболочки в обтекателе выполнено жестким со стороны ее вершины и подвижным со стороны ее основания. Изобретение позволяет обеспечить равномерность кольцевого зазора между перфорированной поверхностью затурбинного обтекателя и дополнительной оболочкой, что повышает надежность работы и эффективность охлаждения наружной перфорированной поверхности затурбинного обтекателя. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Устройство для сочленения наружной поверхности поворотного реактивного сопла турбореактивного двигателя и мотогондолы самолета содержит соединенный тягами с неподвижным корпусом сопла кольцевой корпус с закрепленными на нем упругими элементами. Упругие элементы контактируют с мотогондолой самолета и подвижными створками, прилегающими к наружной поверхности поворотного сопла. Кольцевой корпус и неподвижный корпус сопла дополнительно соединены, по меньшей мере, тремя силовыми вильчатыми элементами, размещенными в окружном направлении между тягами. Каждый вильчатый элемент соединен с кольцевым корпусом посредством сферического шарнира, а с неподвижным корпусом сопла - через закрепленный на нем кронштейн, посредством цилиндрических шарниров. Продольные оси цилиндрических шарниров размещены поперек продольной оси неподвижного корпуса сопла. Изобретение позволяет надежно фиксировать кольцевой корпус относительно неподвижного при минимальном увеличении веса конструкции, а также исключить нежелательные монтажные напряжения, возникающие при сборке поворотного реактивного сопла. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к гиперзвуковой сверхдальнобойной реактивной артиллерии, ракетной и космической технике. Реактивный снаряд содержит двигатель, имеющий детонационную камеру открытого с двух торцов типа с задним выпускным соплом и с возвышающимися над наружной поверхностью этой камеры с переднего торца двухслойными во входной части и однослойными на выходе кольцевыми выпускными окнами. В центре детонационной камеры расположен двухслойный цилиндрический топливный заряд с полусферическими торцами, состоящий из взрывчатых веществ в верхнем слое с большей бризантностью с диаметрально противоположно установленными в верхнем слое на равном расстоянии друг от друга в трех перпендикулярных оси плоскостях и по торцам четырнадцатью электродетонаторами. С переднего торца топливного заряда над отверстием в центре внутренней торцевой крышки корпуса детонационной камеры установлен полусферический дефлектор детонационной волны, обращенный своей вогнутой стороной к топливному заряду. Двигатель через приваренный стыковочный стакан соединен с корпусом снаряда, который плотно установлен в борт данного стакана. В стенке стыковочного стакана выполнены вентиляционные окна, а внутри стакана расположены 4...8 пироклапанов сброса давления из полости детонационной камеры. На поверхности корпуса снаряда установлены сбрасываемые обтюраторы. Повышается скорость полета снаряда и его поражающая способность. 1 ил.

Изобретение относится к области ракетостроения и предназначено для повышения среднего по траектории удельного импульса двигателя. В сопловом блоке ракетного двигателя, состоящем из четырех или более земных сопел, расположенных по окружности, и высотного насадка, охватывающего земные сопла, центр соплового блока между срезами земных сопел герметично перекрыт дном или коническим обтекателем, выполненным в виде вогнутой пирамиды, а в месте внешнего стыка насадка со срезом земных сопел образованы щели, которые перекрываются заслонками. Изобретение обеспечивает прирост тяги в широком диапазоне изменения высоты полета летательного аппарата. 2 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области ракетостроения и предназначено для повышения среднего по траектории удельного импульса двигателя. В двигательной установке летательного аппарата, содержащей два или несколько камер сгорания, расположенных в один или два ряда и снабженных круглыми соплами Лаваля, объединенными общим плоским насадком, каждая тяговая стенка насадка является продолжением контуров сверхзвуковых частей круглых сопел, две боковые его стенки расположены перпендикулярно к тяговым стенкам насадка, каждый ряд камер сгорания с круглыми соплами Лаваля соединен с помощью шарнира с возможностью их поворота относительно насадка, жестко прикрепленного к корпусу двигательной установки. Изобретение обеспечивает удобство компоновки двигательной установки, состоящей из двух или более двигателей на летательном аппарате, возможность увеличения полезного груза или дальности полета летательного аппарата за счет прироста тяги двигательной установки. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области ракетостроения, а более конкретно - к соплам с высотной компенсацией. В сопле с высотной компенсацией, содержащем в сверхзвуковой части одну или несколько перекрываемых кольцевых щелей, сверхзвуковая часть сопла выполнена из земного сопла и одного или нескольких сопловых насадков, а указанные щели выполнены в виде радиальных зазоров между срезом земного сопла, срезами сопловых насадков и выходными поверхностями соответствующих насадков, причем насадки подвижны относительно оси земного сопла и соединены с ним механизмом их осевого перемещения. Изобретение обеспечивает возможность увеличения полезного груза, выводимого на орбиту, или дальности полета летательного аппарата за счет прироста тяги двигателя в широком диапазоне изменения высоты полета летательного аппарата. 2 з.п. ф-лы, 5 ил.