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: ..комбинированные ракетно-прямоточные двигатели – F02K 7/18
Патенты в данной категории
ГИПЕРЗВУКОВОЙ ДВИГАТЕЛЬ (ВАРИАНТЫ)
В гиперзвуковом двигателе, содержащем камеру сгорания, топливо после топливного насоса и перед подачей в камеру сгорания нагревается выше температуры самовоспламенения. Нагрев топлива происходит в теплообменнике, находящемся в стенках камеры сгорания или непосредственно в камере сгорания. Гиперзвуковой двигатель содержит два контура, две камеры сгорания, и одно общее реактивное сопло. Второй контур имеет профиль кольцевого прямоточного двигателя, в котором компрессор второго контура находится перед камерой сгорания. Диффузор первого контура является центральным телом кольцевого входного устройства для второго контура и может иметь возможность продольно перемещаться для настройки входного устройства. Изобретение направлено на обеспечение бесперебойной работы прямоточного двигателя и предупреждение срыва пламени. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 1 ил. |
2529601 патент выдан: опубликован: 27.09.2014 |
|
ВОЗДУХОЗАБОРНОЕ УСТРОЙСТВО С ЗАГЛУШКОЙ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ
Изобретение относится к авиационной технике, к конструктивным элементам двигателей летательных аппаратов, в частности к защитным устройствам различных типов воздушно-реактивных двигателей. Воздухозаборное устройство включает заглушку воздушно-реактивного двигателя для защиты элементов регулирования и распределения маршевого топлива на стартовом режиме. Заглушка расположена на входе в воздухозаборное устройство, имеет обтекаемую аэродинамическую форму, выполнена сбрасываемой и содержит пиротолкатель для ее сброса. Пиротолкатель состоит из корпуса, газогенератора с дроссельной шайбой, сбрасываемого с заглушкой поршня, разрушаемого элемента фиксации сбрасываемого с заглушкой поршня в корпусе и толкающего поршня. Толкающий поршень выполнен с возможностью перекрытия своим торцом канала расположения сбрасываемого с заглушкой поршня. Изобретение позволяет упростить конструкцию заглушки и механизма ее удаления, а также повысить надежность последнего. 1 з.п. ф-лы, 4 ил. |
2527800 патент выдан: опубликован: 10.09.2014 |
|
РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ, СОДЕРЖАЩИЙ МНОЖЕСТВО РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
Сверхзвуковой реактивный двигатель содержит прямоточный воздушно-реактивный двигатель, имеющий камеру сгорания топливовоздушной смеси, и множество ракетных двигателей, расположенных в воздушном потоке выше по потоку камеры сгорания. Питаемый смесью топливных компонентов ракетный двигатель содержит трубчатый корпус, снабженный внутри коаксиальной стенкой. Коаксиальная стенка образует экран, определяющий кольцевую зону впрыска топлива, проходящую на большей части длины корпуса, и форсунку окислителя, выходящую по оси внутрь экрана вблизи его переднего конца. Экран содержит перфорированную цилиндрическую стенку или пористую стенку. Изобретение направлено на охлаждение камеры сгорания. 7 з.п. ф-лы, 3 ил. |
2517940 патент выдан: опубликован: 10.06.2014 |
|
ВЫГОРАЕМОЕ СОПЛО КОМБИНИРОВАННОГО РАКЕТНО-ПРЯМОТОЧНОГО ДВИГАТЕЛЯ
Изобретение относится к машиностроению, а именно к комбинированным ракетно-прямоточным двигателям. Выгораемое сопло комбинированного ракетно-прямоточного двигателя размещено во внутренней полости сопла маршевого режима и выполнено из двух элементов, соединенных друг с другом с возможностью формирования тракта сопла разгонного режима от дозвуковой до трансзвуковой и от трансзвуковой до сверхзвуковой областей. С внешней стороны элементов сопла выполнены продольные каналы, заглушенные со стороны камеры дожигания и образующие систему пилонов, которые с внешней стороны прикреплены к внутренней поверхности маршевого сопла двигателя. Элементы сопла выполнены из материала, обладающего высокой термоэрозионной стойкостью к продуктам сгорания с восстановительным химическим потенциалом и низкой термоэрозионной стойкостью к продуктам сгорания с окислительным химическим потенциалом. Изобретение позволяет повысить надежность работы выгораемого сопла на разгонном режиме работы двигателя и повысить скорость перехода к геометрическим характеристикам маршевого сопла на прямоточном режиме. 3 з.п. ф-лы, 3 ил. |
2507409 патент выдан: опубликован: 20.02.2014 |
|
ТВЕРДОТОПЛИВНАЯ РАКЕТА
Изобретение относится к ракетно-космической технике. Твердотопливная ракета содержит стартовый двигатель I ступени с пороховым аккумулятором давления разделения ступеней, прямоточный ракетный двигатель II ступени с соплом и воздуховодом, в камере дожигания которого размещен последовательно стартовый двигатель, установленный по скользящей посадке, и твердотопливный газогенератор. Твердотопливная ракета снабжена двигателем III ступени, своим сопловым днищем утопленным в камеру дожигания прямоточного двигателя и связанным с ней соединительным отсеком. Вокруг переднего днища стартового двигателя и соплового днища двигателя III ступени установлены силовые конструкции, жестко закрепленные на фланцах соединительного отсека и переднего днища стартового двигателя. Между фланцами установлена переходная цилиндрическая силовая проставка, жестко связанная с силовой конструкцией, установленной на стартовом двигателе, и упирающаяся свободным концом в силовую конструкцию двигателя III ступени. На внутренней поверхности камеры дожигания по скользящей посадке установлено сопло камеры дожигания, снабженное фиксатором конечного положения на торцевом срезе камеры дожигания, и закреплено разрывной связью на переднем днище или соответствующей силовой конструкции стартового двигателя. Корпус газогенератора выполнен в виде полого цилиндра, охватывающего цилиндрическую проставку и установленного с кольцевым зазором между внутренней поверхностью камеры дожигания. Воздуховоды выполнены по периметру камеры дожигания между сопловым днищем двигателя III ступени и газогенератором. Между фланцами соплового днища двигателя III ступени и фланцем соединительного отсека выполнена разрывная связь. Достигается увеличение дальности полета ракеты. 2 з.п. ф-лы, 5 ил. |
2492417 патент выдан: опубликован: 10.09.2013 |
|
РЕГУЛЯТОР РАСХОДА ТВЕРДОГО ТОПЛИВА
Регулятор расхода твердого топлива размещен между газогенератором и камерой дожигания ракетно-прямоточного двигателя и содержит управляющее устройство с приводом, регулируемую сопловую втулку и сопловую втулку постоянного проходного сечения, сообщающую газогенератор с камерой дожигания. Регулируемая сопловая втулка установлена в стенке газогенератора с возможностью подачи продуктов газогенерации в камеру дожигания и снабжена узлом регулирования проходного сечения, связанного с приводом управляющего устройства. Входная плоскость регулируемой сопловой втулки вынесена внутрь газогенератора. Входная плоскость сопловой втулки постоянного проходного сечения совпадает с плоскостью стенки газогенератора. Узел регулирования проходного сечения выполнен в виде поворотной профилированной заслонки переменного сечения. Утолщенная часть профилированной заслонки выполнена с возможностью регулирования проходного сечения, а утонченная часть выполнена с возможностью защиты регулируемого проходного сечения от прямого натекания продуктов газогенерации. Изобретение позволяет повысить надежность регулятора твердого топлива. 4 з.п. ф-лы, 4 ил. |
2484281 патент выдан: опубликован: 10.06.2013 |
|
ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА РАКЕТЫ С НЕЧУВСТВИТЕЛЬНЫМ СНАРЯЖЕНИЕМ И С МНОЖЕСТВЕННЫМИ РЕЖИМАМИ РАБОТЫ И СПОСОБ ЕЕ ДЕЙСТВИЯ
Двигательная установка ракеты включает жидкий окислитель и твердое горючее в отдельных отсеках, основное сопло, камеру дожигания, инжекторы жидкого окислителя и воздухозаборник, подающий воздух в камеру дожигания. Основное сопло расположено ниже по потоку от отсека с твердым горючим и получает богатый горючим выхлопной газ от сгорания жидкого окислителя и твердого топлива. Камера дожигания расположена ниже по потоку от основного сопла и имеет внутреннюю часть, покрытую богатым окислителем ракетным топливом. Инжектор жидкого окислителя, расположенный выше по потоку, содержит первый клапан, подающий жидкий окислитель в расположенный выше по потоку конец твердого горючего. Инжектор жидкого окислителя, расположенный ниже по потоку, содержит второй клапан, действующий независимо от первого клапана и подающий жидкий окислитель перед основным соплом. При работе указанной выше двигательной установки вводят во взаимодействие богатые горючим продукты горения жидкого окислителя и твердого горючего с богатым окислителем твердым ракетным топливом для разгона в камере дожигания, создания тяги и обеспечения поступательного движения в качестве гибридного ракетного двигателя. Изобретения позволяют повысить безопасность двигательной установки ракеты. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 15 ил. |
2445491 патент выдан: опубликован: 20.03.2012 |
|
ПРЯМОТОЧНЫЙ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ НА ПОРОШКООБРАЗНОМ МЕТАЛЛИЧЕСКОМ ГОРЮЧЕМ
Прямоточный воздушно-реактивный двигатель на металлическом порошкообразном горючем содержит систему запуска двигателя, систему подачи горючего, включающую топливный бак с металлическим порошкообразным горючим и перфорированным поршнем, камеру сгорания. В корпусе двигателя установлен газогенератор, обеспечивающий запуск системы подачи порошкообразного металлического горючего. Камера сгорания состоит из форкамеры длиной не менее 300 мм, с размещенным на входе камеры дозатором, осуществляющим подачу горючего с заданным расходом, воспламенителем и камеры окончательного дожигания топлива. Форкамера и камера окончательного дожигания имеет каналы для подачи воздуха. В форкамере воздушный поток обеспечивает полноту газификации взвеси с коэффициентом избытка воздуха |
2439358 патент выдан: опубликован: 10.01.2012 |
|
СВЕРХЗВУКОВАЯ РАКЕТА С ДВИГАТЕЛЕМ НА ПОРОШКООБРАЗНОМ МЕТАЛЛИЧЕСКОМ ГОРЮЧЕМ
Изобретение относится к ракетной технике. Сверхзвуковая ракета содержит корпус, в котором размещена аппаратура системы наведения, аппаратура системы управления, боевая часть, стартовая двигательная установка и маршевая двигательная установка. Воздухозаборные устройства и аэродинамические поверхности расположены вне корпуса. Маршевая двигательная установка выполнена в виде прямоточного воздушно-реактивного двигателя, который содержит камеру предварительного горения и камеру окончательного сжигания, соединенные с воздухозаборными устройствами, и систему подачи порошкообразного металлического горючего, которая использует поршень. Изобретение направлено на увеличение дальности полета в большем диапазоне высот. 1 з.п. ф-лы, 1 ил. |
2410291 патент выдан: опубликован: 27.01.2011 |
|
ВЫСОКОЭНЕРГЕТИЧНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ СТАРОВЕРОВА (ВАРИАНТЫ)
Изобретение относится к области воздушных и ракетных реактивных двигателей. Камера сгорания и сопло имеют двойные стенки, в полость между которыми подается метан, где он претерпевает термическое разложение с выделением тепла, углерода и водорода. Последний подается в камеру сгорания, где сгорает с максимальным выделением тепла на единицу кислорода или окислителя. Рассмотрены варианты выполнения двигателя. Изобретение обеспечивает повышение мощности и КПД двигателя. 5 н. и 16 з.п. ф-лы, 4 ил. |
2391529 патент выдан: опубликован: 10.06.2010 |
|
ГАЗОГЕНЕРАТОР РАКЕТНО-ПРЯМОТОЧНОГО ДВИГАТЕЛЯ
Изобретение относится к конструкции ракетно-прямоточных двигателей длительного времени работы, в частности, для сверхзвуковых крылатых ракет. Газогенератор ракетно-прямоточного двигателя содержит корпус с передней и задней крышками, сопло, заряд торцевого горения из высокометаллизированного топлива и газовод, закрепленный на передней и задней крышке газогенератора. Заряд твердого топлива имеет бронирующее покрытие со всех сторон, кроме торца, обращенного к передней крышке, и прочно скреплен посредством защитно-крепящего слоя с проходящим через канал заряда газоводом. Площадь проходного сечения газовода составляет от 5 до 20% от площади поверхности горения заряда. В верхней части газовода на дуге не более 180° и под углом не менее 30° к оси газовода в направлении сопла газогенератора выполнены перфорации, диаметр которых составляет не более 20% от толщины стенок газовода. Суммарная площадь перфораций не превышает 30% внутренней поверхности газовода. Изобретение позволяет повысить энергетические характеристики двигателя за счет обеспечения выноса частиц металла высокометаллизированного топлива из камеры сгорания газогенератора в течение длительного времени. 4 ил. |
2342552 патент выдан: опубликован: 27.12.2008 |
|
ИНТЕГРАЛЬНЫЙ РАКЕТНО-ПРЯМОТОЧНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ (ИРПДТ)
Изобретение относится к машиностроению, а именно к интегральным ракетно-прямоточным двигателям. Интегральный ракетно-прямоточный двигатель содержит газогенератор с твердотопливным зарядом, камеру сгорания, снабженную, по меньшей мере, одним патрубком, несбрасываемую крышку, размещенную на патрубке и имеющую корпус с решеткой, состоящей из продольных и поперечных ребер, и пластину слоистой структуры. Решетка выполнена равнопрочной со стенкой камеры сгорания и выступает в камеру сгорания на толщину ее теплозащитного покрытия. Пластина состоит из металлической фольги и защитнокрепящего слоя. На внутренней поверхности камеры сгорания нанесено теплозащитное покрытие, выполненное с защитнокрепящим слоем путем нанесения последнего на его поверхность. Изобретение позволяет повысить надежность работы интегрального ракетно-прямоточного двигателя в момент перехода от стартового к маршевому режиму, улучшить условия подачи воздушного потока в камеру сгорания и повысить коэффициент восстановления полного давления камеры сгорания при работе двигателя. 2 з.п. ф-лы, 9 ил. |
2325544 патент выдан: опубликован: 27.05.2008 |
|
СПОСОБ ОТСЕЧКИ И РЕГУЛИРОВАНИЯ ТЯГИ ПРЯМОТОЧНЫХ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ НА ТВЕРДОМ ТОПЛИВЕ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ
Способ отсечки и регулирования тяги прямоточных воздушно-реактивных двигателей на твердом топливе заключается в том, что в зону циркуляционного течения со стабилизированным пламенем, образующуюся за стабилизатором пламени, осуществляют подачу инертного газа. Инертный газ подают в виде кольцевой струи между поступающим через отверстие стабилизатора пламени воздушным потоком и стабилизированным пламенем или в виде совокупности струй между поступающим через отверстие стабилизатора пламени воздушным потоком и стабилизированным пламенем. Устройство для отсечки и регулирования тяги прямоточных воздушно-реактивных двигателей на твердом топливе содержит стабилизатор пламени, кольцевой коллектор с кольцевым каналом и трубопроводом для подачи инертного газа, воспламенительное устройство. Стабилизатор пламени выполнен полым и в его полости размещен коллектор. Устройство содержит, по меньшей мере, два воспламенительных устройства. Стенки кольцевого канала примыкают к нижней стенке полости стабилизатора пламени, а воспламенительные устройства размещены в полости стабилизатора пламени. Нижняя стенка стабилизатора пламени образует стенку кольцевого канала. При втором варианте выход кольцевого канала снабжен кольцевым элементом, имеющим отверстия, образующие совокупность струй. Изобретение позволяет осуществлять отсечку и регулирование тяги с существенно меньшими расходами инертного газа. 4 н. и 2 з.п. ф-лы, 7 ил. |
2316668 патент выдан: опубликован: 10.02.2008 |
|
ПРЯМОТОЧНЫЙ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ С РАСПРЕДЕЛЕННЫМ ПО ДЛИНЕ ТЕПЛОМАССОПОДВОДОМ
Прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит воздухозаборник, газогенератор с топливом, камеру сгорания с блоком горючего и выходное сопло. В камере сгорания установлены подсоединенные к блоку управления топливонесущие секции с соплами для истечения топливных струй из внутренних полостей секций во внутреннее пространство камеры сгорания. В каждой топливонесущей секции сопла распределены по периметру камеры сгорания, а их оси направлены под углом 90°> |
2315193 патент выдан: опубликован: 20.01.2008 |
|
СИСТЕМА ПЕРЕКРЫВАНИЯ ОТВЕРСТИЯ КАНАЛА, СИСТЕМА ПЕРЕКРЫВАНИЯ ОТВЕРСТИЯ ВОЗДУХОЗАБОРНИКА ДЛЯ ВПУСКА ВОЗДУХА В КАМЕРУ СГОРАНИЯ ПРЯМОТОЧНОГО ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ, ПРЯМОТОЧНЫЙ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ И РАКЕТА
Система перекрывания отверстия воздухозаборника, предназначенного для перекрывания впуска воздуха в камеру сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя, содержит, по меньшей мере, один обтюратор, содержащий стеклянную пластину, выполненную с возможностью полного перекрывания указанного отверстия канала, и, по меньшей мере, одно устройство уничтожения стеклянной пластины обтюратора. Обтюратор содержит множество защитных элементов, выполненных из эластомера, закрепленных, по меньшей мере, на первой стороне стеклянной пластины, которая может подвергаться ударным воздействиям, отделенных друг от друга заранее определенным максимальным расстоянием и полностью перекрывающих первую сторону. Изобретение позволяет предотвратить преждевременное разрушение обтюратора системы перекрывания прямоточного воздушно-реактивного двигателя до того, как будут достигнуты условия для работы в режиме прямоточного воздушно-реактивного двигателя. 4 н. и 8 з.п. ф-лы, 3 ил.
|
2249122 патент выдан: опубликован: 27.03.2005 |
|
Регулятор расхода твердого топлива Регулятор расхода твердого топлива ракетно-прямоточного двигателя размещен между газогенератором и камерой дожигания двигателя и содержит сопловой вкладыш и шток с подвижным центральным телом. Сопловой вкладыш снабжен задней стенкой, образующей вместе с ним промежуточную полость, в которой размещены центральное тело и шток, закрепленный на задней стенке. В задней стенке выполнены сопловые отверстия для подачи газогенераторных продуктов сгорания в камеру дожигания. Центральное тело и шток образуют управляющую полость, с которой соединены каналы, проходящие через заднюю стенку и шток. Изобретение позволит повысить полноту сгорания в камере дожигания ракетно-прямоточного двигателя и надежность работы регулятора расхода твердого топлива. 1 з.п.ф-лы, 2 ил. | 2223410 патент выдан: опубликован: 10.02.2004 |
|
СИСТЕМА ПЕРЕКРЫТИЯ ДЛЯ ОТВЕРСТИЯ КАНАЛА, В ЧАСТНОСТИ ДЛЯ ОТВЕРСТИЯ КАНАЛА ПОДАЧИ ВОЗДУХА В КАМЕРУ СГОРАНИЯ ПРЯМОТОЧНОГО ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ (ВАРИАНТЫ), ПРЯМОТОЧНЫЙ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ И РАКЕТА Система перекрытия содержит заслонку, которая способна перекрывать входное отверстие канала воздухозаборника прямоточного воздушно-реактивного двигателя ракеты и управляемое устройство привода, способное воздействовать на заслонку так, чтобы освободить входное отверстие. Заслонка содержит съемный кожух, который удерживается на канале воздухозаборника, и устройство блокировки, которое удерживает съемный кожух на канале воздухозаборника посредством, по меньшей мере, одной заблокированной зажимной губки, которая может быть разблокирована. Управляемое устройство привода содержит, по меньшей мере, одно управляемое ударное средство, которое способно разблокировать зажимную губку так, чтобы вызвать отбрасывание съемного кожуха за пределы канала воздухозаборника и освободить тем самым входное отверстие канала. Изобретение позволит улучшить габаритные и маневренные характеристики прямоточных воздушно-реактивных двигателей. 4 с. и 15 з.п. ф-лы, 8 ил. | 2219362 патент выдан: опубликован: 20.12.2003 |
|
СИСТЕМА ПЕРЕКРЫТИЯ ДЛЯ ОТВЕРСТИЯ КАНАЛА (ВАРИАНТЫ), ПРЯМОТОЧНЫЙ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ И РАКЕТА Система предназначена для перекрытия отверстия канала, в частности для отверстия канала подачи воздуха в камеру сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Эта система перекрытия содержит изготовленную из стекла заслонку и устройство разрушения, которое содержит метательный снаряд, способный разрушить эту заслонку, и управляемое средство выбрасывания, которое способно выбрасывать метательный снаряд и которое располагается вне пределов канала, будучи при этом ориентированным так, чтобы иметь возможность выбрасывать метательный снаряд на заслонку. Кроме того, система содержит прямоточный воздушно-реактивный двигатель и ракету. Такое выполнение системы перекрытия для отверстия канала, а также такие прямоточный воздушно-реактивный двигатель и ракета позволят эффективным образом обеспечить открытие отверстия канала в определенный момент и полностью освободить канал после открытия упомянутого отверстия. 4 с. и 7 з.п.ф-лы, 2 ил. | 2209330 патент выдан: опубликован: 27.07.2003 |
|
РАКЕТНО-ПРЯМОТОЧНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ Ракетно-прямоточный двигатель содержит камеру дожигания с соплом Лаваля, газогенератор, заряд твердого топлива, воспламенитель, воздухозаборник. Газогенератор выполнен вращающимся, находится внутри камеры дожигания и имеет полупетлевые сопла, размещенные под углом в 20-30o к оси двигателя. Изобретение позволяет увеличить коэффициент дожигания топлива, предупредить срыв горения и уменьшить габариты камеры дожигания и массовые характеристики двигателя в целом. 2 ил. | 2195566 патент выдан: опубликован: 27.12.2002 |
|
ТВЕРДОТОПЛИВНАЯ РАЗГОННАЯ ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА Твердотопливная разгонная двигательная установка предназначена для размещения внутри прямоточного воздушно-реактивного двигателя и снабжена хвостовым обтюрирующим отсеком, имеющим диаметр, равный диаметру среза сопла прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Корпус разгонной двигательной установки выполнен цилиндрическим с диаметром, меньшим или равным диаметру канала воздухозаборника. Хвостовой обтюрирующий отсек снабжен аэродинамической юбкой или кожухом, выполненным в виде плунжера, размещенного внутри камеры сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя и перекрывающим сопло. Изобретение направлено на уменьшение массы конструкции твердотопливной разгонной двигательной установки при обеспечении надежности ее выброса после разгона. 2 з.п. ф-лы, 2 ил. | 2175726 патент выдан: опубликован: 10.11.2001 |
|
РАКЕТНО-ПРЯМОТОЧНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ Ракетно-прямоточный двигатель содержит обечайку, внутри которой с кольцевым зазором, образующим воздухозаборник, установлен газогенератор с зарядом твердого топлива, на днище которого размещен сопловой блок. Сопловой блок размещен на переднем днище газогенератора. Закритические части сопл установлены с поворотом относительно прорезей критических сечений, выполненных на боковой поверхности газогенератора. Газогенератор снабжен механизмом управления площадью критического сечения сопла, выполненным в виде заслонки с газоотводными окнами и установленным в плоскости камеры сгорания газогенератора таким образом, что образует зазор между боковой поверхностью заслонки и корпусом камеры сгорания газогенератора и имеет возможность образовывать зазор между плоскостью заслонки и сопловым днищем газогенератора. Заслонка может перемещаться относительно соплового днища последнего. Изобретение направлено на повышение надежности работы двигателя при регулировании его тяги в зависимости от условий полета летательного аппарата. 2 ил. | 2168048 патент выдан: опубликован: 27.05.2001 |
|
ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫЙ КОМБИНИРОВАННЫЙ МАГНИТОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ ДВИГАТЕЛЬ Воздушно-реактивный комбинированный магнитогазодинамический двигатель предназначен для использования в составе гиперзвуковых и воздушно-космических летательных аппаратов. Двигатель содержит два параллельно расположенных прямоточных модуля с установленными на них электрически взаимосвязанными МГД-преобразователями энергии, один из которых настроен в режим генератора, а другой - в режим ускорителя. Полости преобразователей совмещены с воздушными трактами каждого модуля и разделены один от другого двумя электроизолирующими стенками с окнами, на которых установлены управляемые створки, позволяющие осуществлять процесс регулируемого энергообмена между МГД-преобразователями. Средства магнитогазодинамики использованы для увеличения скоростного предела работоспособности модулей гиперзвукового прямоточного двигателя от чисел Маха полета 8-10 до 20-25. 2 з.п.ф-лы, 9 ил. | 2138668 патент выдан: опубликован: 27.09.1999 |
|
КРЫЛАТАЯ РАКЕТА Изобретение относится к ракетной технике. Крылатая ракета состоит из маршевой ступени со сверхзвуковым двигателем, в камере сгорания которой размещена с возможностью выброса через сопло стартово-разгонная ступень с реактивным двигателем. Воздухозаборник маршевой ступени выполнен лобовым с центральным телом. Воздушный канал расположен симметрично вдоль продольной оси ракеты, а передняя часть стартово-разгонной ступени размещена в воздушном канале и скреплена с центральным телом. Изобретение позволяет сократить габариты и повысить летно-технические характеристики ракеты. 1 з.п. ф-лы, 2 ил. | 2117907 патент выдан: опубликован: 20.08.1998 |
|
СПОСОБ ТРАНСФОРМАЦИИ РЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ ИЗ ПРЯМОТОЧНОГО ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНОГО В ЖИДКОСТНОЙ РЕАКТИВНЫЙ Использование: в авиадвигателестроении. Сущность изобретения: осуществляют трансформацию прямоточного воздушно-реактивного двигателя в жидкостной с попутной тягой или со встречной путем аксиального перемещения каплевидных аэродинамических тел в воздухозаборнике и выхлопном сопле. 1 ил. | 2091600 патент выдан: опубликован: 27.09.1997 |
|
РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ Использование: в ракетно-космической технике. Сущность изобретения: реактивный двигатель содержит камеру 1 сгорания, заборное сопло 2, реактивное сопло 3 и завихритель продуктов сгорания, состоящий из тангенциально профилированного канала 4 и кольцевой камеры 5. Завихритель посредством канала 6 сообщен с выходным реактивным соплом 3. 9 з. п. ф-лы, 14 ил. | 2050458 патент выдан: опубликован: 20.12.1995 |
|
ПРЯМОТОЧНЫЙ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ Изобретение относится к двигательным установкам, предназначенным для тяжелых многоступенчатых летательных аппаратов (ЛА). Целью изобретения является повышение тягово-экономических характеристик ПВРД, предназначенного для интенсивного расгона тяжелого ЛА, и улучшение за счет этого траектории полета ЛА в конце разгона на ПВРД. Предлагаемый ПВРД содержит форсажный двигатель твердого топлива, размещенный на оси кольцевой камеры сгорания 5 так, что кольцевой канал 12 воздухозаборника постоянно сообщен с соплом 11. Задний срез 9 двигателя расположен в конце камеры сгорания перед входом в сопло 11, а корпус 15 установлен с возможностью перемещения по оси камеры сгорания 5 и фиксации его в зоне критического сечения сопла 11. 5 ил. | 2040702 патент выдан: опубликован: 25.07.1995 |
|
КОМБИНИРОВАННЫЙ РАКЕТНО-ПРЯМОТОЧНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ Изобретение относится к ракетной технике, а именно к комбинированным ракетно-прямоточным двигателям. Техническая задача изобретения заключается в расширении диапазона применения двигателя и обеспечении безударного снятия стартовика с упоров. Ракетно-прямоточный двигатель содержит маршевый двигатель и сообщенную с воздухозаборником камеру сгорания прямоточного двигателя, в которой в двух кольцевых поясах с узлами радиальной фиксации размещен стартовый двигатель, причем один из кольцевых поясов снабжен узлами осевой фиксации. 4 ил. | 2015390 патент выдан: опубликован: 30.06.1994 |
|