Комбинированные ракетно-прямоточные двигатели (F02K7/18)
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)
F02K7/18 Комбинированные ракетно-прямоточные двигатели(40)
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.
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.
Изобретение относится к ракетной технике, а именно к устройствам, предназначенным для регулирования расхода продуктов газогенерации в ракетно-прямоточных двигателях (РПД). Регулятор расхода продуктов газогенерации размещается между газогенератором и камерой дожигания и содержит переднюю 1 и заднюю 2 крышки с теплозащитным покрытием 3 (10), проходной канал 4, смещенный относительно продольной оси регулятора в радиальном направлении и закрытый теплозащитным покрытием 5, сопловой вкладыш 6 из композиционного вольфрамомедного псевдосплава, электропривод с редуктором 7, на валу 8 которого закреплена грибовидная поворотная заслонка 9, также выполненная из композиционного вольфрамомедного псевдосплава.
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.
Трансформируемый ракетно-воздушно-реактивный двигатель детонационного горения характеризуется тем, что включает в себя трансформируемое устройство формирования газогенераторной топливо-окислительной смеси, содержащее осесимметричный регулируемый воздухозаборник - смеситель - газогенератор, и систему подачи как минимум одного вида окислителя, а также содержащее воздушный компрессор с приводом от теплового двигателя с воздушным ресивером и системой подачи сжатого атмосферного воздуха в осесимметричный регулируемый воздухозаборник - смеситель - газогенератор, а также включает в себя маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения.
Гиперзвуковой прямоточный двигатель содержит воздухозаборник, прямоточную камеру сгорания, форсунки и сопло, катод, анод, потребитель электрической энергии и элемент охлаждения анода. Гиперзвуковой прямоточный двигатель также содержит устройство хранения и подачи веществ с низким потенциалом ионизации в форме форсунки подачи веществ с низким потенциалом ионизации гидравлически через трубопровод и регулируемый клапан, соединенной с баком для хранения веществ с низким потенциалом ионизации.
Изобретение относится к двигательному машиностроению, а именно к регулируемым разрезным соплам прямоточных воздушно-реактивных двигателей. Разрезное регулируемое сопло содержит шарнирно закрепленные на корпусе двумя кольцевыми рядами дозвуковые ведущие и ведомые створки и сверхзвуковые ведущие и ведомые створки, формирующие проточный тракт, систему синхронизации створок и систему регулирования площади критического сечения сопла, включающую приводы, связанные с рычагами, закрепленными на ведущих дозвуковых створках.
Вращательный механизм // 2682228
Предложен вращательный механизм, такой как турбокомпрессор, имеющий систему восстановления текучей среды для восстановления протекающей рабочей среды, такой как газообразный гелий в контуре гелия, который протек через уплотнения вала, предусмотрено очистное устройство для удаления загрязняющих веществ из рабочей среды, причем турбокомпрессор может иметь одну текучую среду, такую как гелий или водород, пропускаемую через один турбокомпонент, такой как турбина, и вторую рабочую среду, такую как воздух или гелий, пропускаемую через второй турбокомпонент, такой как компрессор, при этом вращательный механизм выполнен с возможностью установки в двигателе летательного аппарата.
Изобретение относится к ракетной технике, а именно к двухрежимным реактивным двигателям. Способ работы двухрежимного реактивного двигателя включает работу на первом режиме при повышенном давлении и работу на втором режиме при пониженном давлении в камере сгорания.
Группа изобретений относится к твердому горючему для сверхзвуковых и гиперзвуковых прямоточных воздушно-реактивных или ракетных двигателей и способу его воспламенения. Твердое металлическое горючее представляет собой монолитное изделие, изготовленное из титана или сплава титана, имеющее формы и размеры, позволяющие разместить его в камере сгорания двигателя.
Гиперзвуковой летательный аппарат // 2658218
Гиперзвуковой летательный аппарат содержит фюзеляж, прямоточный воздушно-реактивный двигатель, интегрированный с нижней частью фюзеляжа, и стартовую двигательную установку, состыкованную с фюзеляжем последовательно посредством устройства стыковки и отделения.
Способ запуска гиперзвукового летательного аппарата включает разгон стартовой двигательной установкой, отделение и запуск прямоточного воздушно-реактивного двигателя, интегрированного с нижней частью фюзеляжа.
Изобретение относится к ракетной технике и касается системы регулирования (CP) сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя (СПВРД). На поверхности передней части центрального тела расположены от двух до четырех приемников воздушного давления и приемник полного давления невозмущенного потока, внутри центрального тела размещены датчики давления, с одной стороны связанные воздушной магистралью с приемником полного давления невозмущенного потока, приемниками воздушного давления на центральном теле и в передней части центрального тела, с другой стороны - с блоком управления, состоящим из процессорного модуля, модуля управления и модуля силовых ключей, для выдачи сигнала на агрегат управления соплом в зависимости от числа Маха, перепада давления, угла атаки, угла скольжения.
Способ организации рабочего процесса в прямоточном воздушно-реактивном двигателе включает подачу порошка металлического горючего в камеру сгорания, его воспламенение и горение в потоке воздуха из воздухозаборника.
Изобретение может быть использовано в качестве двигательной установки летательных аппаратов. Двигатель содержит воздухозаборное устройство (ВЗУ) с каналами подачи и перепуска воздуха, камеру сгорания (КС) с размещенным в передней части канальным зарядом твердого горючего маршевой ступени, стабилизатор пламени, заряд твердого топлива стартовой ступени и маршевое сопло.
Комбинированный прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит маршевый и скрепленный с ним разгонный двигатель, воздухозаборное устройство, оснащенное заглушками, сопло и камеру сгорания. В корпусе камеры сгорания размещен элемент, центрирующий разгонный двигатель.
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в гиперзвуковых (М≥5) крылатых ракетах с ракетно-прямоточными двигателями, предназначенных для полетов на больших высотах. Ракетно-прямоточный двигатель содержит воздухозаборник, газогенератор с зарядом твердого топлива, соединенный с ним регулятор расхода, камеру сгорания с профилированным выходным соплом.
Двигательная установка летательного аппарата // 2601690
Двигательная установка летательного аппарата, содержащая окружной газозаборный канал, расположенный между корпусом аппарата и обечайкой газозаборника, а также магнитную систему, наводящую в канале радиальное магнитное поле.
Гибридный ракетно-прямоточный воздушно-реактивный аэрокосмический двигатель включает ракетный двигатель на топливе в виде нанопорошка алюминия размером не более 25 нм в жидкой водной фазе и совмещенный с ним прямоточный воздушно-реактивный двигатель на молекулярном водороде, образующимся при сжигании нанопорошка алюминия.
Изобретение относится к авиационной технике, а именно к конструктивным элементам двигателей летательных аппаратов. Пиротолкатель заглушки воздухозаборного устройства воздушно-реактивного двигателя состоит из корпуса, газогенератора с дроссельной шайбой, сбрасываемого с заглушкой поршня, разрушаемого элемента фиксации сбрасываемого с заглушкой поршня в корпусе и толкающего поршня, закрывающего в конце хода канал расположения сбрасываемого с заглушкой поршня своим торцом.
Крылатая ракета // 2534838
Изобретение относится к ракетной технике и касается крылатой ракеты (КР) со стартово-разгонной ступенью (СРС) и маршевой силовой установкой (МСУ) со сверхзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателем (СПВРД).
Беспилотный летательный аппарат // 2532954
Беспилотный летательный аппарат содержит корпус с боковыми воздухозаборными устройствами с воздуховодными каналами и двигательную установку, состоящую из бака с жидким топливом и прямоточного воздушно-реактивного двигателя, включающего камеру сгорания, сообщенную с воздуховодными каналами, стабилизаторы пламени, устанавливаемые в камере сгорания с механизмами установки.
Гиперзвуковой двигатель (варианты) // 2529601
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.
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.
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.
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.
Регулятор расхода твердого топлива // 2484281
Изобретение относится к машиностроению, в частности к устройствам, предназначенным для регулирования расхода твердого топлива в реактивной технике, например в регулируемых ракетно-прямоточных двигателях.
Изобретение относится к авиационному двигателестроению, а именно к прямоточным воздушно-реактивным двигателям (ПВРД) на порошкообразном металлическом горючем (ПМГ). .
Изобретение относится к ракетной технике. .
Изобретение относится к области воздушных и ракетных реактивных двигателей. .
Газогенератор ракетно-прямоточного двигателя // 2342552
Изобретение относится к конструкции ракетно-прямоточных двигателей длительного времени работы, в частности, для сверхзвуковых крылатых ракет. .
Изобретение относится к машиностроению, а именно к интегральным ракетно-прямоточным двигателям. .
Изобретение относится к авиационному двигателестроению, а именно к прямоточным воздушно-реактивным двигателям (ПВРД), и может быть использовано в двигательных установках летательных аппаратов (ЛА) больших скоростей полета.
Регулятор расхода твердого топлива // 2223410
Ракетно-прямоточный двигатель // 2195566
Изобретение относится к авиастроению, а именно к двигателестроению, и может быть использовано для замены существующих прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ПВРД). .
Ракетно-прямоточный двигатель // 2168048
Изобретение относится к авиадвигателестроению. .
Реактивный двигатель // 2050458
Прямоточный воздушно-реактивный двигатель // 2040702
Изобретение относится к двигательным установкам, предназначенным для тяжелых многоступенчатых летательных аппаратов (ЛА). .
Изобретение относится к ракетной технике, а именно к комбинированным ракетно-прямоточным двигателям. .
Комбинированный ракетный двигатель // 1828176
Изобретение относится к двигателестроению и может быть использовано при разработке двигателей маневренных разгоняющих устройств, а именно комбинированных ракетных двигателей. .
