Реактивные двигательные установки (F02K)

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)

Кольцевой стабилизатор форсажной камеры авиационного двигателя // 2779786
Изобретение относится к области авиадвигательной техники, а именно, к устройствам форсажных камер сгорания. Кольцевой стабилизатор форсажной камеры авиационного двигателя содержит корпус, выполненный в виде соединенных между собой кольцевого элемента и радиальных элементов, расположенные в проточной части.

Устройство управления реверсированием тяги газотурбинного двигателя самолёта // 2778962
Изобретение относится к области авиастроения, в частности к устройствам управления реверсированием тяги газотурбинного двигателя (ГТД) на летательных аппаратах любой вместительности и назначения (пассажирского; транспортного; военно-транспортного) при их торможении после приземления (посадки) и прерванного взлета.

Сопло с истечением масс и прямовыходящим потоком // 2778959
Изобретение относится к двигателестроению, в частности к способу работы и устройству сопел с истечением масс для различных двигателей. Устройство представляет собой сопло, которое условно разделено на две части (определяющие его геометрическую форму): коническая 1 часть, с углом наклона стенок 45°, переходящая в цилиндрическую 2 часть.

Регулируемое сопло турбореактивного двигателя // 2778420
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения. Регулируемое сопло турбореактивного двигателя включает корпус, имеющий в выходном сечении прямоугольную форму, боковые стенки, закрепленные на корпусе, дозвуковые створки, сверхзвуковые створки, шарнирно закрепленные на дозвуковых, образующие проточную часть с управляемыми критическим и выходным сечениями, систему управления створками, соединенную с дозвуковыми створками и сверхзвуковыми створками посредством механизмов управления.

Воспламенительное устройство для ракетных двигателей малой тяги на несамовоспламеняющихся газообразном (жидком) горючем и газообразном окислителе // 2778416
Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к ракетным двигателям малой тяги, работающим в непрерывных и импульсных режимах на несамовоспламеняющихся газообразном (жидком) горючем и газообразном окислителе.

Способ стабилизации процесса горения в камере сгорания двигателя летательного аппарата // 2777804
Изобретение относится к двигателестроению, а именно к способу стабилизации процесса горения в камере сгорания двигателя летательного аппарата и может быть использовано в современных авиационных двигателях с высокоскоростным воздушным потоком для улучшения эмиссионных характеристик и расширения диапазона устойчивой работы камеры сгорания, в том числе для улучшения высотного запуска двигателя.

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.

Ракетный двигатель на твердом топливе пассивного регулирования // 2776087
Изобретение относится к ракетным двигателям на твердом топливе (РДТТ). РДТТ пассивного регулирования, содержащий переднюю крышку, заряд с центральным газовым каналом и осесимметричный сопловой блок, при этом на дозвуковом участке, участке критического сечения, сверхзвуковом участке сопла установлены вкладыши приращения площади из материалов: стеклопластик, углепластик, графит ПРОГ-2400СА, углерод-углеродный композиционный материал КИМФ, мелкозернистый графит МПГ-7, углестеклопластик (УСП) и углерод-кремнеземный композиционный материал (УККМ) с регулируемой эрозионной стойкостью от 50 до 100 %за счет закономерного уноса массы материала с поверхности вкладышей под воздействием газового потока продуктов сгорания ракетного твердого топлива в процессе работы двигателя.

Промежуточный корпус компрессора двухконтурного турбореактивного двигателя // 2776003
Изобретение относится к области турбомашиностроения, а именно, к элементам конструкции промежуточных корпусов турбореактивных двигателей. Промежуточный корпус компрессора двухконтурного турбореактивного двигателя содержит составной конический разделитель потока, силовые стойки, размещенные между наружным и внутренним контурами, объединенные составным коническим разделителем потока, состоящим из неподвижных и подвижных секторов.

Регулируемое сопло турбореактивного двигателя // 2776002
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции регулируемых сопел турбореактивных двигателей. Регулируемое сопло турбореактивного двигателя, содержащее последовательно установленные корпус, имеющий в выходном сечении прямоугольную форму, дозвуковые створки и сверхзвуковые створки, шарнирно соединенные друг с другом, боковые стенки, жестко соединенные с корпусом, а также систему управления створками, соединенную с дозвуковыми створками и сверхзвуковыми створками посредством механизмов управления, согласно настоящему изобретению снабжено теплозащитными экранами, установленными со стороны проточной части в корпусе, а также на боковых стенках и дозвуковых створках и жестко зафиксированными на корпусе, боковых стенках и дозвуковых створках соответственно, с образованием тракта охлаждения между теплозащитными экранами и упомянутыми конструктивными элементами, вход в который сообщен с наружным контуром двигателя, при этом каждая из дозвуковых и сверхзвуковых створок, выполнена в поперечном разрезе в форме тупого угла, вершина которого направлена от проточной части, кроме того, каждая дозвуковая створка выполнена из центральной и двух боковых частей, жестко соединенных по близлежащим торцам, при этом близлежащие поверхности дозвуковых и сверхзвуковых створок, расположенных вдоль осей их шарнирных соединений, выполнены коническими, кроме того, на наружной поверхности каждой дозвуковой створки выполнены продольные, поперечные и наклонные относительно направления газового потока ребра жесткости, установленные под углом к продольным и поперечным ребрам жесткости, а также кронштейны с проушинами для соединения с механизмами управления и сверхзвуковыми створками, установленные вдоль центральных частей дозвуковых створок, при этом каждая из дозвуковых створок шарнирно соединена с боковыми стенками, кроме того, на дозвуковой створке, вдоль нее, выполнены по меньшей мере один ряд отверстий, в которые установлены втулки, а также по меньшей мере два ряда крючкообразных зацепов со стороны ее внутренней поверхности.

Регулируемое сопло турбореактивного двигателя // 2776001
Изобретение относится к конструкции регулируемых сопел турбореактивных двигателей. Регулируемое сопло турбореактивного двигателя содержит корпус с обечайкой, боковые стенки, сверхзвуковые створки, шарнирно закрепленные на дозвуковых, систему управления створками, соединенную с дозвуковыми створками и сверхзвуковыми створками посредством механизмов управления.

Приводной блок для летательного аппарата, содержащий точки подъема, и тележка для поддержки такого блока // 2775952
Изобретение относится к летательным аппаратам. Приводной блок содержит двигатель, такой как двухконтурный турбореактивный двигатель (4), и гондолу, содержащую снаружи вокруг кольцевого тракта потока свежего воздуха, сверху по потоку, воздухозаборник, боковые передние обтекатели (8), реверсор тяги, содержащий отклоняющие решетки (6) и подвижные задние обтекатели.

Способ предпусковой инерционной сепарации в невесомости газовых включений в жидком компоненте топлива орбитального блока (варианты) // 2775946
Группа изобретений относится к ракетно-космической технике и может быть использована при проектировании и эксплуатации орбитальных блоков с жидкостной ракетной двигательной установкой (ЖРДУ), особенно с многократным запуском маршевого двигателя (МД) в процессе длительного полета орбитального блока (ОБ) в условиях невесомости.

Ракетный двигатель твердого топлива // 2775891
Ракетный двигатель твердого топлива, предназначенный для увода отделяемых частей ракетоносителя, содержит корпус, заряд твердого топлива, систему инициирования и сопловой тракт, расположенный под углом к продольной оси ракетоносителя и закрытый заглушкой.

Двигательная установка для жидкостных ракет с инвариантными к заправке водородом и метаном топливными баками с пакетной компоновкой // 2775518
Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к двигательным установкам жидкостных ракет большой грузоподъемности. Двигательная установка для жидкостных ракет с инвариантными к заправке водородом или метаном топливными баками состоит из жидкостных двигателей и секционных топливных баков с коллекторной системой подачи компонентов из баков в двигатели, силовой несущей фермы, соединенной с топливным баком и двигателями.

Камера жидкостного ракетного двигателя // 2774754
Изобретение относится к ракетной технике. Камера жидкостного ракетного двигателя, содержащая камеру сгорания, снабженную трактом охлаждения с продольными каналами с поперечными перемычками, входным для подвода недостающего в газогенераторе компонента коллектором за минимальным сечением по направлению к срезу сопла, и выходным коллектором, размещенным у смесительной головки и соединенным трубопроводом с входным коллектором тракта охлаждения с продольными каналами и поперечными перемычками сопла, выходным коллектором тракта охлаждения последнего соединенным трубопроводом со смесительной головкой, при этом участки поперечных перемычек в зоне сопряжения входных коллекторов сопла и камеры сгорания выполнены прерывистыми и размещены поочередно между продольными каналами в окружном направлении, входной коллектор сопла размещен между минимальным сечением сопла и входным коллектором тракта охлаждения камеры сгорания, а продольные каналы трактов охлаждения камеры сгорания и сопла в зоне сопряжения с входными коллекторами соединены у поперечных перемычек поочередно радиальными каналами с одноименными входными коллекторами.

Камера жрд со сверхзвуковой частью сопла из алюминиевого сплава // 2774753
Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД). Камера ЖРД со сверхзвуковой частью сопла из алюминиевого сплава, содержащая охлаждаемую дозвуковую часть, выполненную из стальной наружной рубашки и внутренней стенки из бронзового сплава с подводными магистралями компонентов топлива, и сверхзвуковую часть сопла из алюминиевого сплава, согласно изобретению на охлаждаемой сверхзвуковой части сопла из алюминиевого сплава выполнено переходное кольцо с рядом отверстий из сплава ЭП666, соединенное с помощью пайки с внутренней и наружной стенками сверхзвуковой части из алюминиевого сплава, которое через стальную накладку и переходное кольцо соединяется со стальной рубашкой камеры с выполненными в ней рядом отверстий и бронзовой внутренней стенкой дозвуковой части, образуя полость, соединяющую полость охлаждения дозвуковой части камеры с полостью охлаждения сверхзвуковой части сопла из алюминиевого сплава.

Устройство для обеспечения электрического соединения // 2774571
Изобретение относится к авиастроению. Предложена конструкция, содержащая гондолу 1 или реверсер тяги 18, при этом конструкция содержит неподвижную часть 2 и подвижную часть 3, а также она содержит: первую направляющую, предусмотренную на или в неподвижной части конструкции или подвижной части конструкции; первый электрический соединитель 13, прикрепленный к неподвижной части 2 конструкции; второй электрический соединитель 16, прикрепленный к подвижной части 3 конструкции; и каретку 6, выполненную с возможностью перемещения вдоль первой направляющей; причем каретка содержит электрический кабель 8 с замкнутой петлей, установленный в или на корпусе каретки 6 таким образом, чтобы кабель 8 с замкнутой петлей мог вращаться, причем первый электрический соединитель 13 электрически соединен с электрическим кабелем 8 с замкнутой петлей, а электрический кабель 8 с замкнутой петлей электрически соединен со вторым электрическим соединителем 16, тем самым обеспечивая электрическое соединение между неподвижной частью 2 конструкции и подвижной частью 3 конструкции.

Регулируемое сопло турбореактивного двигателя // 2774568
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции регулируемых сопел турбореактивных двигателей. Регулируемое сопло турбореактивного двигателя, содержащее последовательно установленные корпус, имеющий в выходном сечении прямоугольную форму, верхние и нижние дозвуковые створки и верхние и нижние сверхзвуковые створки, шарнирно соединенные с соответствующими дозвуковыми створками, а также боковые стенки, жестко соединенные с корпусом, согласно настоящему изобретению снабжено теплозащитными экранами и уплотнительными элементами.

Регулируемое сопло турбореактивного двигателя // 2774567
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции регулируемых сопел турбореактивных двигателей. Регулируемое сопло турбореактивного двигателя содержит корпус, дозвуковые и сверхзвуковые створки, шарнирно соединенные друг с другом, боковые стенки, жестко соединенные с корпусом, а также элементы внешнего обвода и систему управления створками.

Ракета на твёрдом сыпучем топливе // 2774470
Изобретение относится к космическому ракетостроению, а более конкретно к ракетам с двигателем твердого топлива. Ракета на твердом сыпучем топливе содержит бункер сыпучего твердого топлива, выполненный в виде обечайки, состоящей из плотно состыкованных между собой кольцевых секций и днища.

Способ включения реверсивного устройства газотурбинного двигателя при посадке самолета // 2774011
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к способам автоматического управления ГТД с применением реверса тяги. Способ включения реверсивного устройства газотурбинного двигателя при посадке самолета, заключающийся в том, что электронным регулятором газотурбинного двигателя регулируют тягу газотурбинного двигателя и одновременно блокируют выдачу управляющих сигналов на включение реверсивного устройства газотурбинного двигателя при нахождении самолета в воздухе; после касания самолета взлетно-посадочной полосы, которое определяют по наличию первого информационного сигнала обжатия опор шасси типа «Две или три опоры шасси обжаты» или второго информационного сигнала «Шасси обжаты» с использованием датчика частоты вращения колеса передней стойки шасси самолета, переводят рычаг управления двигателем на площадку минимальной обратной тяги, после этого формируют информационный сигнал «Обратная тяга» и открывают механический замок реверсивного устройства, после открытия механического замка формируют информационный сигнал «Замок реверсивного устройства не закрыт»; при этом после перевода рычага управления двигателем на площадку минимальной обратной тяги и одновременном наличии информационных сигналов «Две или три опоры шасси обжаты» или «Шасси обжаты», «Обратная тяга», «Замок реверсивного устройства не закрыт» в автоматическом режиме из электронного регулятора двигателя выдают управляющее воздействие на перевод реверсивного устройства из положения «Прямая тяга» в положение «Обратная тяга», контролируют (диагностируют) положение реверсивного устройства с помощью датчика положения подвижных элементов реверсивного устройства, формируют информационный сигнал в кабину экипажа «Реверсивное устройство включено», после перевода реверсивного устройства в положение «Обратная тяга» переводят рычаг управления двигателем в положение, необходимое для достижения требуемой величины обратной тяги, и автоматически устанавливают режим работы двигателя, соответствующий положению рычага управления двигателем.

Способ управления газотурбинным двигателем при самопроизвольном открытии реверсивного устройства // 2774010
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к способам автоматического управления газотурбинным двигателем (ГТД). Способ управления газотурбинным двигателем заключается в том, что с помощью электронного регулятора регулируют режимы работы газотурбинного двигателя и одновременно при нахождении самолета в воздухе блокируют выдачу управляющего сигнала на включение реверсивного устройства газотурбинного двигателя; с помощью датчика определяют положение Атек подвижной части реверсивного устройства и также диагностируют (контролируют) отсутствие самопроизвольного перемещения реверсивного устройства, в случае самопроизвольного перемещения реверсивного устройства переводят ГТД на режим малого газа и формируют информационный сигнал в кабину экипажа «Самопроизвольное перемещение реверсивного устройства», после касания самолета взлетно-посадочной полосы переводят рычаг управления двигателем на площадку минимальной обратной тяги и открывают замок реверсивного устройства, формируют информационный сигнал «Замок реверсивного устройства не закрыт», при этом также после перевода рычага управления двигателем на площадку минимальной обратной тяги из электронного регулятора двигателя в автоматическом режиме согласно заданным алгоритмам работы выдают управляющее воздействие на перевод реверсивного устройства из положения «Прямая тяга» в положение «Обратная тяга», после перевода реверсивного устройства в положение «Обратная тяга» на основе данных датчика положения подвижной части реверсивного устройства формируют информационный сигнал «Реверсивное устройство включено», далее переводят рычаг управления двигателем в положение, необходимое для достижения требуемой величины обратной тяги, и автоматически устанавливают режим работы двигателя, соответствующий положению рычага управления двигателем, дополнительно в электронном регуляторе формируют наперед заданный параметр Ауст, характеризующий величину предельно допустимого (уставочного) значения самопроизвольного частичного открытия реверсивного устройства, сравнивают параметр Атек и параметр Ауст, в случае превышения параметра Атек над параметром Ауст в электронном регуляторе при положении рычага управления двигателя в положении выше малого газа прямой тяги формируют управляющее воздействие на снижение режима работы двигателя до малого газа путем уменьшения расхода топлива, подаваемого в камеру сгорания ГТД за минимально возможное время.

Жидкостный ракетный двигатель на криогенном топливе // 2773694
Изобретение относится к ракетной технике, в частности к созданию жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) на криогенном топливе. Жидкостный ракетный двигатель на криогенном топливе, содержащий камеру сгорания со смесительной головкой и соплом, снабженную трактом охлаждения, турбонасосный агрегат с ротором и турбиной в качестве привода и насосом криогенного окислителя и насосом углеводородного горючего с расходными магистралями окислителя и углеводородного горючего, вход предтурбинной полости которого соединен магистралью с выходом тракта охлаждения, а затурбинная полость которого соединена с полостью смесительной головки, согласно изобретению в нем вход тракта охлаждения соединен магистралью с расходной магистралью турбонасоса углеводородного горючего, а ротор турбины дополнительно снабжен узлом кинематической связи с дополнительным приводом с возможностью обеспечения страгивания ротора из состояния покоя, его вращения в начальный момент времени раскрутки турбонасосного агрегата с возможностью отключения дополнительного привода на стационарном режиме.

Регулируемое сопло турбореактивного двигателя // 2773171
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции регулируемых сопел турбореактивных двигателей. Регулируемое сопло турбореактивного двигателя содержит корпус, дозвуковые и сверхзвуковые створки, шарнирно соединенные друг с другом, боковые стенки, жестко соединенные с корпусом, систему управления створками, соединенную со створками посредством механизмов управления.

Регулируемое сопло турбореактивного двигателя // 2773170
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции регулируемых сопел турбореактивных двигателей. Регулируемое сопло турбореактивного двигателя содержит последовательно установленные корпус, дозвуковые и сверхзвуковые створки, шарнирно соединенные друг с другом, боковые стенки, жестко соединенные с корпусом, а также механизмы управления створками.

Жидкостная ракетная двигательная установка // 2772670
Жидкостная ракетная двигательная установка может быть использована в качестве базового модуля многоразовых космических транспортных систем и мобильных ракет морского базирования. Установка состоит из камеры сгорания и автономных систем питания камеры сгорания компонентами топлив как в жидкой, так и в газообразной фазе.

Способ пуска газотурбинного двигателя на криогенном топливе // 2772515
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.

Способ герметизации корпуса ракетного двигателя на твердом топливе, выполненного из композиционного материала // 2772172
Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при изготовлении корпусов ракетных двигателей на твердом топливе (РДТТ) из композиционных материалов. В способе герметизации корпуса РДТТ, выполненного из композиционного материала, содержащего переднее и заднее днища и силовую оболочку в виде кокона, выполненного методом непрерывной намотки, намотанную оболочку второго кокона и плоские кабели бортовой кабельной сети, установленные в межкоконное пространство, корпус двигателя устанавливается в вертикальное положение и опирается задним днищем на технологическую оснастку, образуя с ней герметичный стык, далее производится откачка воздуха из замкнутого объема, образованного задним днищем двигателя и технологической оснасткой с обеспечением перепада давлений между передним и задним днищами двигателя, а со стороны переднего днища двигателя производится заполнение клеем-компаундом полостей межкоконного пространства между плоскими кабелями и полостей по местам установки кабелей, после этого выполняется герметизация путем нанесения герметика на переднее днище, включая места входа плоских кабелей.

Система распределенного подвода воздуха ракетно-прямоточного двигателя // 2771910
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.

Бочка из соединенных композиционных внутренних каркасных элементов, бак для ракетного топлива со встроенной оболочкой, включающий такую бочку, и способ их получения // 2771656
Группа изобретений относится к баку для ракетного топлива, который включает бочку из соединенных композиционных каркасных элементов, и к способам изготовления бака и бочки. Бочка из соединенных композиционных внутренних каркасных элементов включает цилиндрическую часть, содержащую множество внутренних каркасных элементов, соединенных между собой.

Регулируемое сопло турбореактивного двигателя // 2771587
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции регулируемых сопел турбореактивных двигателей. Регулируемое сопло турбореактивного двигателя содержит последовательно установленные корпус, имеющий в выходном сечении прямоугольную форму.

Многокамерный жидкостный ракетный двигатель с управляемым вектором тяги // 2771474
Изобретение относится к области ракетно-космической техники. Многокамерный жидкостной ракетный двигатель с управляемым вектором тяги содержит газогенератор, турбонасосный агрегат с насосами, входы которых соединены с топливными баками двигательной установки, раму, выступающую конусной центральной частью относительно периферийной, донную защиту, несколько неподвижных примонтированных к раме камер в центральной части, размещенных симметрично относительно продольной оси симметрии двигателя, соединенных кронштейнами с цапфами, установленными с возможностью вращения в траверсах посредством рулевых машинок, узлов качания камер управления, расположенных по периферии в секторах между неподвижными камерами в плоскостях стабилизации, соединенные магистралями с полостями после насосов турбонасосного агрегата.

Жидкостный ракетный двигатель, работающий по схеме с дожиганием восстановительного генераторного газа // 2771473
Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям, работающим с дожиганием генераторного газа. Предлагается жидкостный ракетный двигатель, работающий по схеме с дожиганием восстановительного генераторного газа, содержащий камеру с охлаждающим трактом высокого и низкого давления, турбонасосные бустерные агрегаты горючего и окислителя и турбонасосный агрегат, согласно изобретению полость низкого давления тракта охлаждения соединена с входными полостями турбин турбонасосных бустерных агрегатов горючего и окислителя, а выходные полости турбин турбонасосных бустерных агрегатов горючего и окислителя соединены с входной полостью насоса горючего турбонасосного агрегата.

Камера жидкостного ракетного двигателя с газодинамическим способом управления вектором тяги // 2771254
Изобретение относится к ракетным двигателям, в которых реализован газодинамический способ управления вектором тяги. Камера жидкостного ракетного двигателя с газодинамическим способом управления вектором тяги содержит на сверхзвуковой части коллектор тракта охлаждения и отверстия вдува генераторного газа, согласно изложению отверстия вдува генераторного газа расположены ближе к критическому сечению камеры, чем отверстия коллектора тракта охлаждения, при этом отверстия вдува генераторного газа выполнены в стенке камеры между каналами тракта охлаждения.

Ракетный двигатель твердого топлива // 2771220
Изобретение относится к области ракетно-космической техники, преимущественно для конструкции твердотопливных двигателей разделения системы аварийного спасения объекта. Ракетный двигатель твердого топлива, содержащий силовую цилиндрическую оболочку с доньями, на цилиндрической части которой выполнены сопловые блоки, при этом внутри силовой оболочки расположена соединенная с доньями камера сгорания, в которой расположен твердотопливный заряд в виде цилиндрических канальных шашек всестороннего горения и воспламенитель, а также пиропатрон, установленный в гнезде донной части силовой оболочки со стороны воспламенителя, при этом оси сопловых блоков пересекаются в одной точке на продольной оси оболочки, а центры выходных сечений сопловых блоков лежат на одной окружности с центром на продольной оси оболочки.

Устройство лазерного воспламенения компонентов топлива в камере сгорания или газогенераторе жидкостного ракетного двигателя // 2770975
Изобретение относится к области жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), а именно к системам зажигания несамовоспламеняющихся компонентов топлива в камерах сгорания или газогенераторе. Устройство лазерного воспламенения компонентов топлива в камере сгорания или газогенераторе жидкостного ракетного двигателя включает в себя узел фокусировки лазерного излучения, выполненный в виде трубки с фланцем на одном конце и фокусирующей линзой на другом конце, при этом устройство содержит цилиндрический корпус со сквозным осевым каналом, при этом с одной стороны корпуса выполнен фланец, а с другой стороны к корпусу прикреплена цилиндрическая камера смешения, причем трубка узла фокусировки вставлена в сквозной осевой канал цилиндрического корпуса и герметично соединена с ним, кроме того, в корпусе выполнены каналы подвода окислителя и горючего в камеру смешения, цилиндрический корпус вместе с узлом фокусировки с помощью фланцев прикреплены к наружному днищу смесительной головки, а камера смешения через пилоны, закрепленные на цилиндрической поверхности камеры смешения, прикреплена к огневому днищу смесительной головки, а фокусировка лазерного луча выполнена таким образом, что оптический пробой осуществляется в заполненной смесью компонентов топлива внутренней полости цилиндрической камеры смешения.

Блок сопел крена // 2770972
Изобретение относится к ракетной технике и, в частности, к конструкции блока сопел крена, предназначенных для управления в полете ракетой по крену. Предлагается блок сопел крена, содержащий корпус, имеющий патрубок подвода рабочего газа, пару сопел, противоположно направленных друг другу, затворы, обеспечивающие перераспределение расхода рабочего газа между каждым соплом, средства для крепления блока сопел к корпусу ракеты-носителя, причем указанные сопла выполнены за одно целое с корпусом, а их оси параллельны и лежат в одной плоскости, и пневмопривод, при этом каждый затвор выполнен из трубки с окнами, один конец которой соединен со штоком пневмопривода, а другой соединен со вставкой, определяющей критическое сечение сопла, кроме того, в теле корпуса блока сопел между осями сопел выполнен канал подвода рабочего газа, который с одной стороны соединен с продольным отверстием, выполненным в крепежной опоре, а с другой - с коллекторной полостью, расположенной коаксиально трубке в районе ее окон, причем пневмопривод имеет ступенчатый цилиндр, герметично закрытый сверху крышкой, и ступенчатый поршень, при этом поршень большего диаметра расположен сверху, а его надпоршневая полость соединена с газовой средой высокого давления, а поршень меньшего диаметра находится под воздействием давления рабочего газа, причем между внутренними поверхностями цилиндра и поршня пневмопривода установлены уплотнительные кольца, выполненные из пирографита, а стопорное кольцо, установленное между поршнем меньшего диаметра и цилиндром, выполнено из никелевого сплава ЭК-61 (ХН58БМ-ТЮ).

Способ определения координат центра масс изделия // 2770896
Изобретение относится к ракетостроению, а именно к способам определения координат центра масс изделий. Способ определения координат центра масс изделия заключается в том, что изделие устанавливают на измерительный стол, совмещая три закоординированные точки опоры измерительного стола с точками опор изделия и переустановкой в горизонтальной плоскости размещения точек опор изделия на 120 градусов повторно совмещая три закоординированные точки опоры измерительного стола с точками опор изделия.
Вкладыш соплового блока рдтт из углестеклопластика объемного армирования регулируемой эрозионной стойкости // 2770668
Изобретение относится к ракетным двигателям твердого топлива. Вкладыш соплового блока ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ), содержащий трехмерный объемный каркас, сплетенный из комбинированной нити, состоящей из углеродных и кремнеземных нитей с изменяемым долевым соотношением, при этом объемный каркас выполнен из полимерного углестеклопластика, состоящего из комбинированной нити, пропитанной связующим марки ФН с гидровакуумным отверждением.

Регулируемое сопло турбореактивного двигателя // 2770572
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения. Регулируемое сопло турбореактивного двигателя снабжено шестью траверсами, закрепленными на корпусе по три в верхней и нижней его части, и четырьмя соединительными устройствами, каждое из которых установлено на корпусе между траверсами.

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.
Способ работы двухконтурного газотурбинного двигателя и двухконтурный газотурбинный двигатель // 2770077
Предлагаемый способ работы и устройство газотурбинного двигателя (ГТД) основаны на рациональной организации рабочих процессов и реализации термодинамического цикла, по эффективности близкого к КПД изотермического цикла Карно.

Стенд для испытаний насосной системы подачи порошкообразного металла в камеру сгорания ракетного двигателя // 2770072
Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при испытаниях насосных систем подачи порошкообразного металла в камеру сгорания ЖРД. Стенд содержит корпусную оснастку, технологические емкости, систему подачи горючего в камеру сгорания и систему управления процессами испытаний и контроля параметров.

Способ испытаний скрепленных с корпусом зарядов ракетных двигателей твердого топлива // 2769614
Изобретение относится к ракетной технике, может найти применение при проведении штатных и форсированных испытаний скрепленных с корпусом крупногабаритных зарядов в ракетных системах различного назначения, эксплуатирующихся на подвижных носителях автомобильного, железнодорожного и авиационного типа.

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.

Регулируемое сопло турбореактивного двигателя // 2769323
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения. Регулируемое сопло турбореактивного двигателя снабжено механизмами увеличения жесткости боковых стенок, двумя вертикальными силовыми балками, каждая дозвуковая створка шарнирно соединена с боковыми стенками.

Устройство системы обеспечения посадки отработавшей ступени с многоразовым жидкостным ракетным двигателем и ступень ракеты // 2768801
Группа изобретений относится к наземным средствам сетчатого типа для обеспечения посадки отработавших ступеней ракет-носителей (РН), содержащих многоразовые жидкостные ракетные двигатели, а также к конструкции таких ступеней.

Способ реверсирования тяги двухконтурного газотурбинного двигателя и реверсивное устройство для его осуществления // 2768665
Изобретение относится к реверсированию тяги газотурбинных двигателей. Способ реверсирования тяги двухконтурного газотурбинного двигателя, состоящий в перекрытии потока воздуха во втором контуре и выводе его из двигателя в виде струй, направленных в сторону движения самолета, согласно изобретению при переводе двигателя в режим реверса тяги на реверсном участке двигателя открывают отверстия во внешней стенке второго контура и реверсный люк внешней обечайки двигателя для вывода реверсной струи, при этом перекрывают поток воздуха во втором контуре и воздух из второго контура через открытые отверстия и радиальные каналы направляют в герметично подключенные к их выходу уложенные под реверсным люком и имеющие плавное сужение проходного сечения поворотные раздуваемые воздуховоды из воздухонепроницаемой ткани, в которых разворачивают движение воздуха в сторону движения самолета, ускоряют его в сужающейся части, и из которых его выбрасывают в атмосферу под углом к направлению движения самолета; выходной контур реверсного сопла, к которому присоединена ткань воздуховодов, выдвигают за пределы поперечного сечения гондолы двигателя одновременно с открытием реверсного люка с помощью силовых элементов, устанавливая необходимый угол реверсной струи по отношению к оси двигателя, при этом при размещении двигателя на пилоне под крылом, реверсный люк располагают в верхней части двигателя со стороны пилона симметрично вертикальной плоскости двигателя, а при хвостовом размещении двигателя его располагают в боковой части двигателя со стороны, противоположной горизонтальному пилону.

Медная камера сгорания с креплением к форсуночной головке через безмедное вварное переходное кольцо // 2768662
Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Ракетный двигатель содержит камеру сгорания из медного сплава, безмедное вварное переходное кольцо, приваренное к камере сгорания из медного сплава, и форсуночную головку, приваренную к безмедному вварному переходному кольцу.
 
.
Наверх