Настройки

Укажите год
-

Небесная энциклопедия

Космические корабли и станции, автоматические КА и методы их проектирования, бортовые комплексы управления, системы и средства жизнеобеспечения, особенности технологии производства ракетно-космических систем

Подробнее
-

Мониторинг СМИ

Мониторинг СМИ и социальных сетей. Сканирование интернета, новостных сайтов, специализированных контентных площадок на базе мессенджеров. Гибкие настройки фильтров и первоначальных источников.

Подробнее

Форма поиска

Поддерживает ввод нескольких поисковых фраз (по одной на строку). При поиске обеспечивает поддержку морфологии русского и английского языка
Ведите корректный номера.
Ведите корректный номера.
Ведите корректный номера.
Ведите корректный номера.
Укажите год
Укажите год
Применить Всего найдено 27408. Отображено 198.
20-06-2008 дата публикации

СПОСОБ ГАЗОДИНАМИЧЕСКОЙ СТАБИЛИЗАЦИИ ДАВЛЕНИЯ В КАМЕРЕ МОДЕЛЬНОГО ДВИГАТЕЛЯ С ЗАРЯДАМИ ТВЕРДОГО РАКЕТНОГО ТОПЛИВА С ВЫСОКОЙ ЧУВСТВИТЕЛЬНОСТЬЮ СКОРОСТИ ГОРЕНИЯ ОТ ДАВЛЕНИЯ

Номер: RU2327052C2
Автор: Гусев Сергей Алексеевич (RU), Милёхин Юрий Михайлович (RU), Сало Николай Васильевич (RU), Ключников Александр Николаевич (RU), Меркулов Владислав Михайлович (RU)
Принадлежит: Федеральное государственное унитарное предприятие "Федеральный центр двойных технологий "Союз" (ФГУП "ФЦДТ "Союз") (RU)

Способ газодинамической стабилизации давления в камере модельного двигателя с зарядом твердого ракетного топлива с высокой чувствительностью скорости горения от давления заключается в создании дополнительного источника расхода продуктов сгорания путем введения в камеру модельного двигателя имитирующего заряда с низкой чувствительностью скорости горения от давления. Имитирующий заряд имеет температуру продуктов сгорания, равную температуре продуктов сгорания заряда твердого ракетного топлива, а также показатель степени в законе скорости горения, удовлетворяющий условию, защищаемому настоящим изобретением. Изобретение позволяет упростить способ стабилизации давления в камере модельного двигателя с зарядом твердого ракетного топлива с высокой чувствительностью скорости горения от давления, а также снизить стоимость оборудования, необходимого для стабилизации давления. 1 ил.

Подробнее
Номер записи: 1
27-12-2002 дата публикации

ПОРОХОВОЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

Номер: RU2195567C2
Автор: Нурмухаметов И.Р.
Принадлежит: Нурмухаметов Искандер Рифович

Пороховой ракетный двигатель состоит из ступеней, вложенных одна в другую и армированных кордом для повышения механической прочности. Каждая ступень выполнена тонкостенной, стенки которой профилированы в виде полутеплового сопла-камеры. Глухая конусная или конусоидная часть ступени выполнена из ракетного пороха. Сверхзвуковая часть ступени выполнена из абляционного материала. Для разделения пороховых частей ступени применена абляция в виде тонкого слоя на внешней поверхности пороха, в которой имеются отверстия перфорации для передачи пламени от ступени к ступени. Изобретение позволяет создать ракетный двигатель, отличающийся малым весом и габаритами. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Подробнее
Номер записи: 2
20-04-2008 дата публикации

РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ БОЛЬШАНИНА

Номер: RU2322606C2
Автор: Большанин Иннокентий Михайлович (KZ)
Принадлежит: Воробьева Ольга Иннокентьевна (KZ), Большанин Иннокентий Михайлович (KZ)

Изобретение относится к ракетным двигателям. Реактивный двигатель, включающий корпус, на котором закреплены одна или несколько камер сгорания, в стенках которых выполнены профилированные выпускные каналы, отличается тем, что корпус двигателя содержит по меньшей мере одну центральную силовую стойку, соединяющую переднюю и заднюю части корпуса; на заднем конце стойки закреплены камеры сгорания, причем их выпускные каналы направлены вперед - в сторону головной части ракеты или под углом к этому направлению, а на другом конце центральной стойки, обращенном в сторону головной части ракеты, закреплен газоотражающий куполообразный экран, передняя торообразная стенка которого обращена в сторону головной части ракеты, а открытый торец экрана обращен назад и соединяется с открытым пространством. Изобретение обеспечивает повышение КПД двигателя. 7 з.п. ф-лы, 18 ил.

Подробнее
Номер записи: 3
27-07-2008 дата публикации

СОЕДИНЕНИЕ МЕЖДУ ЗАДНЕЙ СТЕНКОЙ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ ИСОПЛОМ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ

Номер: RU2330172C2
Автор: РЕНУ Жилль (FR)
Принадлежит: СНЕКМА ПРОПЮЛЬСЬОН СОЛИД (FR)

Изобретение относится к области твердотопливных ракетных двигателей, в частности к соединению между задней стенкой камеры сгорания и соплом. Соединение между задней стенкой (14) камеры сгорания и соплом (20) ракетного двигателя содержит средства (50) механического соединения, связывающие сопло с задней стенкой, по меньшей мере, в осевом направлении, а также тепловой барьер (40) и, по меньшей мере, одну уплотнительную прокладку (32, 34), расположенные в зоне (30) сопряжения, ограниченной расположенными одна напротив другой смежными поверхностями задней стенки и сопла. Тепловой барьер (40) содержит, по меньшей мере, один материал из жаропрочного волокна, образующий шнур (42), намотанный в зоне сопряжения вокруг продольной оси (А) камеры, причем шнур или шнуры обеспечивают непрерывность теплового барьера (40) в направлении по окружности. Изобретение обеспечивает улучшение охлаждения газов сгорания путем повышения эффективности теплового барьера. 16 з.п. ф-лы, 10 ил.

Подробнее
Номер записи: 4
10-11-2011 дата публикации

СТЕНД ОГНЕВЫХ ИСПЫТАНИЙ ЖИДКОСТНЫХ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

Номер: RU2433296C2
Автор: Сафронов Евгений Иванович (RU), Ширин Иван Андреевич (RU), Ушков Николай Павлович (RU), Худяков Владимир Николаевич (RU)
Принадлежит: Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко" (RU)

Изобретение относится к стендам огневых испытаний жидкостных ракетных двигателей, в частности к стендам, на которых производят огневые испытания жидкостных ракетных двигателей меньшей мощности, чем стенд большой мощности относительно расчетной для газодинамической трубы. Стенд огневых испытаний жидкостных ракетных двигателей, содержащий бронекамеру с расположенным в ней испытуемым ракетным двигателем, выхлоп которого сообщен с входом в охлаждаемую газодинамическую трубу, имеющую последовательно соединенные конфузорный, цилиндрический, диффузорный участки, газодинамическую установку, с помощью которой происходит охлаждение факела и шумоглушение выхлопных газов, гидрогаситель и выхлопную трубу, при этом на входе газодинамической трубы установлен, кольцевой коллектор, имеющий струйные форсунки, оси которых параллельны оси газодинамической трубы, при этом указанный коллектор соединен с системой газообразного кислорода высокого давления, кроме того, число струйных форсунок выбрано из расчета ...

Подробнее
Номер записи: 5
20-01-2016 дата публикации

УСТРОЙСТВО ДЛЯ КРЕПЛЕНИЯ АГРЕГАТОВ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ

Номер: RU2573628C2
Автор: Солдатов Дмитрий Валерьевич (RU), Кузнецов Александр Васильевич (RU)
Принадлежит: Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" (RU)

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в жидкостных ракетных двигателях (ЖРД). Устройство для крепления агрегатов ЖРД содержит тягу, изготовленную из трубы, со сферическими опорами для крепления к раме или корпусам агрегатов, основные опоры с осевыми отверстиями, промежуточные опоры с резьбовыми частями и осевыми отверстиями, накидные гайки, шайбы со сферической внутренней поверхностью, наконечники с левой и правой резьбами, контргайки. На раме или агрегате содержатся бобышки из одинакового с основными опорами материала. На одной из основных опор нанесена отличительная кольцевая риска. Изобретение позволяет повысить вибропрочность и надёжность устройства. 4 з.п. ф-лы, 12 ил.

Подробнее
Номер записи: 6
31-10-2023 дата публикации

Жидкостный ракетный двигатель

Номер: RU2806412C2
Автор: Рылов Валентин Павлович (RU)
Принадлежит: Рылов Валентин Павлович (RU)

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в жидкостных ракетных двигателях (ЖРД), использующих металлосодержащие ракетные горючие. ЖРД, одним из компонентов топлива которого является жидкий окислитель, а другим - смесь жидкого горючего и порошкообразного металла, с защитной завесой сопла и внутренней огневой стенки камеры сгорания, образующей вместе с наружной стенкой камеры сгорания охлаждающий тракт, использующий в качестве охладителя окислитель, и со смесительной головкой камеры сгорания, одна из полостей которой между огневым и средним днищами сообщена с охлаждающим трактом камеры сгорания, а другая полость между средним и наружным днищами подключена к системе подачи смеси жидкого горючего и порошкообразного металла, при этом камера сгорания снабжена дополнительной стенкой, образующей с наружной стенкой дополнительную замкнутую полость, подключенную к системе подачи смеси жидкого горючего и порошкообразного металла, во внутренней и наружной стенках ...

Подробнее
Номер записи: 7
27-10-2002 дата публикации

СМЕСИТЕЛЬНАЯ ГОЛОВКА

Номер: RU2191913C2
Автор: Иванов В.Н.
Принадлежит: Государственное предприятие Научно-исследовательский институт машиностроения

Смесительная головка жидкостного ракетного двигателя состоит из корпуса и двух установленных в нем соосных центробежных форсунок. Каждая форсунка сообщена с коллектором соответствующего компонента топлива и имеет камеру закручивания с каналами подачи компонентов и соплами. Часть камеры закручивания внутренней форсунки выполнена проницаемой. Полость, охватывающая проницаемую часть камеры закручивания, сообщена с коллектором наружной форсунки. Изобретение позволяет повысить надежность и экономичность работы смесительной головки. 2 ил.

Подробнее
Номер записи: 8
10-08-2008 дата публикации

СПОСОБ ИЗГОТОВЛЕНИЯ ТЕРМОЗАЩИТНОГО ПОКРЫТИЯ ДЛЯ ТВЕРДОТОПЛИВНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ И РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ, ИЗГОТОВЛЕННЫЙ С ПРИМЕНЕНИЕМ ДАННОГО СПОСОБА

Номер: RU2330981C2
Автор: БУРДОНКЛЬ Жак (FR), КУПАР Ален (FR)
Принадлежит: СНЕКМА ПРОПЮЛЬСЬОН СОЛИД (FR)

Способ изготовления термозащитного покрытия структурного элемента ракетного двигателя включает несколько этапов. Сначала осуществляют непрерывное дозирование и смешивание, по меньшей мере, одного полиуретана со смесью полимеризующих агентов, в которой предварительно диспергированы наполнители. Затем непрерывно наносят отливанием на вращающуюся цилиндрическую основу полученную смесь в форме ленты, образующую прилегающие друг к другу витки. После чего проводят форполимеризацию полученного покрытия при нормальном давлении, так что полиуретан становится достаточно полимеризованным для приложения к нему механических нагрузок. Предложен также способ изготовления структурного элемента ракетного двигателя и структурный элемент ракетного двигателя, содержащий прочную оболочку, снабженную внутренним термозащитным покрытием и/или внешним термозащитным покрытием, в котором термозащитное покрытие формируют указанным выше способом. Изобретение позволяет упростить производственный цикл изготовления термозащитного ...

Подробнее
Номер записи: 9
20-03-2005 дата публикации

ЗАРЯД ТВЕРДОГО РАКЕТНОГО ТОПЛИВА

Номер: RU2248457C2
Автор: Ибрагимов Н.Г. (RU), Федоров С.Т. (RU), Колесников В.И. (RU), Козьяков А.В. (RU), Молчанов В.Ф. (RU)
Принадлежит: Федеральное государственное унитарное предприятие (ФГУП) "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" (RU)

Заряд твердого ракетного топлива включает центральную и периферийные канальные шашки всестороннего горения с фигурным профилем. Каналы периферийных шашек имеют треугольный профиль с галтелями в вершинах. Эволюты профилей каналов периферийных шашек совпадают с эволютами наружного профиля шашек. Центральная шашка выполнена с круговым контуром осевого канала. Толщина горящего свода периферийных шашек составляет 1,0...1,1 толщины горящего свода центральной шашки. На наружной поверхности центральной шашки выполнены продольные зиги треугольного профиля в количестве, равном числу периферийных шашек с длиной основания по хорде наружного профиля центральной шашки не более размера двойной толщины горящего свода центральной шашки. Изобретение обеспечит высокую плотность упаковки топливом камеры сгорания двигателя, а также пониженные тепловые нагрузки на камеру сгорания двигателя. 2 з.п. - ф-лы, 5 ил.

Подробнее
Номер записи: 10
10-02-2005 дата публикации

ТУРБОНАСОСНАЯ СИСТЕМА ПИТАНИЯ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ

Номер: RU2246023C2
Автор: Мирошкин В.В. (RU), Каналин Ю.И. (RU), Прищепа В.И. (RU), Клепиков И.А. (RU), Буканов В.Т. (RU), Бахмутов А.А. (RU)
Принадлежит: Каналин Юрий Иванович (RU), Мирошкин Вячеслав Васильевич (RU), Буканов Владислав Тимофеевич (RU), Клепиков Игорь Алексеевич (RU), Прищепа Владимир Иосифович (RU), Бахмутов Аркадий Алексеевич (RU)

Турбонасосная система питания жидкостного ракетного двигателя включает магистрали разноименных топливных компонентов, магистрали газа и газогенератор. Перед основным турбонасосным агрегатом с многоступенчатым насосом топливного компонента и приводной газовой турбиной установлен бустерный турбонасосный агрегат с насосом топливного компонента и приводной одноступенчатой гидротурбиной, питаемой от n-й ступени основного насоса. Рабочий тракт гидротурбины размещён в соединительной магистрали между выходом n-й и входом (n+1)-й ступени основного насоса. Изобретение позволит упростить систему питания и снизить массу жидкостного ракетного двигателя. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Подробнее
Номер записи: 11
27-10-2001 дата публикации

СПОСОБ РЕГУЛИРОВАНИЯ СКОРОСТИ ГОРЕНИЯ ВЫСОКОЭНЕРГЕТИЧНОЙ КОНДЕНСИРОВАННОЙ СИСТЕМЫ

Номер: RU2175399C2
Автор: Клякин Г.Ф., Хоружий И.В., Таранушич В.А.
Принадлежит: Южно-российский государственный технический университет

Способ регулирования скорости горения высокоэнергетичной конденсированной системы относится к твердотопливным ракетным двигателям и включает в себя нагрев при помощи электрического тока, подводимого к системе электродов и пропускаемого через реакционную зону горения конденсированной системы. В прогретом слое конденсированной системы создают электрическое поле, вызывающее в нем электрический ток. Поддерживают постоянный электрический контакт между зоной проводимости и управляемым источником тока. Изменением величины тока с помощью внешней системы регулирования осуществляют электрохимическое регулирование кинетики начальных стадий горения. Изобретение позволяет изменять скорость горения конденсированной фазы. 2 ил.

Подробнее
Номер записи: 12
10-08-2016 дата публикации

ИНЖЕКЦИОННЫЙ ЭЛЕМЕНТ

Номер: RU2593315C2
Автор: КРУЗ Карлос (FR), ЖАМ Филипп (FR)
Принадлежит: СНЕКМА (FR)

Изобретение относится к области инжекционных элементов (201) для инжекции двух компонентов (Е1, Е2) топлива в камеру сгорания, в частности, предназначенных для ракетного двигателя с, по меньшей мере, одной камерой сгорания, содержащей инжектор с одним или множеством инжекционных элементов (201). Инжекционный элемент (201) содержит первый кольцевой канал (206) для инжекции первого компонента (Е1) топлива и второй кольцевой канал (207) для инжекции второго компонента (Е2) топлива, причем второй канал (207) расположен коаксиально снаружи первого канала (206) и примыкает к нему, и, потенциально, третий кольцевой коаксиальный канал (208), который расположен снаружи второго канала (207) и примыкает к нему. Первый канал (206) окружает центральное тело (205) инжекционного элемента (201), причем центральное тело (205) содержит полость (209), сообщающуюся с наружной поверхностью (212) центрального тела (205) и выполненную с возможностью демпфирования, по меньшей мере, одной предварительно заданной ...

Подробнее
Номер записи: 13
10-07-2008 дата публикации

ПНЕВМОГИДРАВЛИЧЕСКАЯ СИСТЕМА ПИТАНИЯ ГИДРОСТАТИЧЕСКИХ ПОДШИПНИКОВ ТУРБОНАСОСНОГО АГРЕГАТА ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ

Номер: RU2328614C2
Автор: Сидоренко Александр Сергеевич (RU)
Принадлежит: ОАО "НПО Энергомаш им. акад. В.П. Глушко" (RU)

Изобретение относится к системам управления и регулирования жидкостных ракетных двигателей, а точнее к подсистемам, входящим в состав названных систем, и предназначенных для регулирования отдельных элементов жидкостного ракетного двигателя. В пневмогидравлической системе питания гидростатических подшипников турбонасосного агрегата жидкостного ракетного двигателя, содержащей в качестве объекта управления турбонасосный агрегат, состоящий из турбины и одного или двух насосов, содержащих подшипники скольжения, преимущественно гидростатические подшипники, входы которых гидравлически сообщены с полостями высокого давления, а выходы - с полостями низкого давления соответствующих насосов, и смазываемые перекачиваемыми насосами компонентами топлива, причем подшипники каждого насоса дополнительно гидравлически сообщены через систему клапанов с устройствами вытеснительной подачи соответствующих компонентов, обеспечивающими работу подшипников на режимах запуска и останова, при этом заправка устройств ...

Подробнее
Номер записи: 14
10-12-2005 дата публикации

РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА

Номер: RU2265746C2
Автор: Морозов В.Д. (RU), Швыкин Ю.С. (RU), Амарантов Г.Н. (RU), Замарахин В.А. (RU), Дудка В.Д. (RU), Коликов В.А. (RU), Сурначев А.Ф. (RU), Шатрова Э.А. (RU), Баранов Г.Н. (RU), Коренной А.В. (RU), Шамраев В.Я. (RU)
Принадлежит: Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" (RU)

Ракетный двигатель твердого топлива состоит из камеры сгорания с размещенным в ней зарядом твердого топлива, закрепленным с помощью опорных решеток, соплового блока и воспламенителя. Заряд выполнен в виде шашки всестороннего горения, состоящей из концентрично расположенных колец, соединенных между собой радиальными перемычками, толщина которых равна толщине колец. При этом выполняется защищаемая изобретением зависимость между суммарной площадью критического сечения соплового блока, суммарной начальной площадью горящей поверхности заряда, начальными площадями горящей поверхности внутреннего канала, каналов между кольцами и наружной поверхности соответственно, начальными проходными площадями внутреннего канала, каналов между кольцами и между наружной поверхностью заряда и стенкой камеры сгорания, соответственно, и экспериментальным значением допустимой величины относительного расхода для применяемого в заряде топлива. Изобретение обеспечивает максимально допустимый коэффициент объемного заполнения ...

Подробнее
Номер записи: 15
20-12-2005 дата публикации

РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

Номер: RU2266423C2
Автор: КАЛАБРО Макс (FR)
Принадлежит: МБДА ФРАНС (FR), ЭАДС СПАС ТРАНСПОРТАСЬОН СА (FR)

Ракетный двигатель содержит камеру сгорания, рабочая часть которой предназначена для горения топлива и окислителя и соединена посредством горловины с расширяющимся соплом для выпуска газов, образующихся в результате горения. Рабочая часть питается окислителем с конца, противоположного горловине, и охвачена пористым поверхностным слоем из термоструктурируемого композиционного материала, в который подается топливо с наружной стороны, противоположной рабочей части. Часть топлива подается в рабочую часть через пористый поверхностный слой. Часть топлива, поступающая в рабочую часть через пористый поверхностный слой, служит для питания двигателя. Часть топлива, не проходящая через пористый поверхностный слой, направляется к горловине и предназначена для ее охлаждения. Изобретение позволит создать простой ракетный двигатель небольшой массы, содержащий небольшое количество деталей и простой в изготовлении. 11 з.п.ф-лы, 13 ил.

Подробнее
Номер записи: 16
27-12-2004 дата публикации

РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ (ВАРИАНТЫ) И РОТОР ДЛЯ НЕГО (ВАРИАНТЫ), СПОСОБ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ РАБОЧИХ ПРОЦЕССОВ В РАКЕТНОМ ДВИГАТЕЛЕ (ВАРИАНТЫ) И СПОСОБ ОХЛАЖДЕНИЯ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ

Номер: RU2243403C2
Автор: СТИВЕНС Ричард Д. (US), УИЛЬЯМС Грегг Г. (US), ДЕФИВЕР Гвидо Дж. (US), ДЖОУНС Джон Ф. (US), МАСГРЕЙВ Дин С. (US), ТОМПСОН Роберт С. мл. (US)
Принадлежит: Уильямс Интэнэшнл Ко., эЛ.эЛ.Си. (US)

Ракетный двигатель содержит первую и вторую ротационные форсунки для впрыска горючего и окислительного компонентов ракетного топлива в первую камеру сгорания. Поток, выходящий из первой камеры сгорания, приводит в движение турбину, вращающую ротационные форсунки. Топливная смесь в первой камере сгорания обогащается горючим так, чтобы снизить температуру в камере сгорания. Обогащенный горючим выходящий поток смешивается во второй камере сгорания с дополнительным окислителем, впрыскиваемым третьей ротационной форсункой, с созданием высокотемпературного выходящего потока, способного обеспечить тягу двигателя. Для перекрытия путей передачи относительно высокого давления в камерах сгорания в каналы подачи топлива под низким давлением ротационные форсунки выполнены с центробежными гидравлическими затворами. Часть богатого горючим выходящего потока из первой камеры сгорания направляют через кольцевые каналы, окружающие камеры сгорания, на эффузионное охлаждение поверхности второй камеры сгорания ...

Подробнее
Номер записи: 17
27-02-2006 дата публикации

СПОСОБ ПРОДУВКИ ДВИГАТЕЛЕЙ РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ И СИСТЕМА ПРОДУВКИ ДВИГАТЕЛЕЙ РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ

Номер: RU2270929C2
Автор: Бармин Игорь Владимирович (RU), Павливкер Анатолий Матвеевич (RU), Степанов Михаил Иванович (RU), Соколов Евгений Иванович (RU), Зверев Алексей Егорович (RU), Сборец Виктор Павлович (RU), Денисов Олег Евгеньевич (RU), Рахманов Жан Рахманович (RU)
Принадлежит: Федеральное государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро общего машиностроения им. В.П. Бармина" (RU)

Изобретения относятся к способам и средствам управления ракетными двигательными установками. Согласно предлагаемому способу, при подготовке к пуску ракеты-носителя после заправки ее топливными компонентами проводят подготовительные продувки воздухом бортовой заправочной арматуры и двигательных установок по линии горючего и основные продувки азотом хвостовых отсеков и двигательных установок по линии горючего. В случае возникновения неисправностей в двигателях до команды «контакт подъема» осуществляют нештатные продувки азотом хвостовых отсеков и двигательных установок по линиям горючего и окислителя. Затем повторно проводят подготовительные и основные продувки. При вновь возникших неисправностях последовательно осуществляют нештатные продувки, продувки воздухом бортовой заправочной арматуры и двигательных установок по линии окислителя и основные продувки. В случае возгорания в отдельных блоках двигателей осуществляют продувки азотом хвостовых отсеков и двигательных установок по линии окислителя ...

Подробнее
Номер записи: 18
10-08-2015 дата публикации

РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЁРДОГО ТОПЛИВА

Номер: RU2558488C2
Автор: Налобин Михаил Алексеевич (RU), Соколов Павел Михайлович (RU), Лянгузов Сергей Викторович (RU), Бондаренко Сергей Александрович (RU), Дергачёв Александр Анатольевич (RU), Кузьмин Евгений Викторович (RU)
Принадлежит: Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" (АО "ВПК "НПО машиностроения") (RU), Публичное акционерное общество "Научно-производственное объединение "Искра" (ПАО "НПО "Искра") (RU)

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива летательного аппарата. Ракетный двигатель содержит корпус, заряд, сопло и переднюю крышку. Передняя крышка выполнена в виде стакана, с внутренней цилиндрической поверхностью которого контактирует поршень, установленный с возможностью продольного перемещения, а на открытом торце стакана установлен упорный буртик. На поршне посредством узлов фиксации закреплен полезный груз, а между поршнем и дном стакана установлен аккумулятор давления, рассчитанный на создание давления в стакане, превышающего давление, на которое рассчитан корпус. Изобретение позволяет снизить массу ракетного двигателя твердого топлива и сократить в исходном состоянии габариты летательного аппарата с указанным двигателем. 2 ил.

Подробнее
Номер записи: 19
20-02-2015 дата публикации

СКРЕПЛЕННЫЙ ЗАРЯД РАКЕТНОГО ТВЕРДОГО ТОПЛИВА

Номер: RU2542632C2
Автор: Жарков Александр Сергеевич (RU), Ковалев Валерий Павлович (RU), Казаков Александр Алексеевич (RU), Дочилов Николай Егорович (RU), Громов Александр Михайлович (RU), Таронов Петр Иванович (RU)
Принадлежит: Открытое акционерное общество "Федеральный научно-производственный центр "Алтай" (RU)

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в ракетных двигателях твердого топлива с зарядами из смесевых топлив, скрепленных со стенками корпуса. Скрепленный заряд ракетного твердого топлива содержит корпус, топливный заряд и теплозащитное покрытие с выступами, обращенными внутрь заряда. Каждый выступ выполнен с возможностью принимать форму кольца в собранном заряде. Теплозащитное покрытие выполнено из материала, химически совместимого с топливом и исключающего диффузию в него компонентов топлива. Изобретение позволяет повысить технологичность изготовления и эксплуатационную надежность заряда. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

Подробнее
Номер записи: 20
10-11-2006 дата публикации

ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА РАКЕТНОГО БЛОКА (ВАРИАНТЫ)

Номер: RU2286925C2
Автор: Ерпылев Владимир Владимирович (RU), Рожков Михаил Викторович (RU)
Принадлежит: Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" (RU)

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к двигательным системам ракетных блоков. Двигательная установка ракетного блока содержит источник газа, ресивер, исполнительные органы, трубопроводы, ферму, пневмощиток и другие агрегаты и системы. На полом каркасе пневмощитка закреплены элементы пневмогидравлической системы двигательной установки. Согласно первому варианту изобретения, в качестве ресивера двигательной установки ракетного блока использованы полые стержни фермы, выполненные герметичными. При этом полости стержней соединены трубопроводами с источником газа и с исполнительными органами двигательной установки. Согласно второму варианту изобретения, в качестве ресивера двигательной установки ракетного блока использован полый каркас пневмощитка, выполненный герметичным. При этом полость каркаса пневмощитка соединена трубопроводами с источником газа и с исполнительными органами двигательной установки. Использование полых конструкций двигательной установки ракетного ...

Подробнее
Номер записи: 21
20-08-2006 дата публикации

СПОСОБ И УСТАНОВКА ДЛЯ ГАЛЬВАНИЧЕСКОГО ОСАЖДЕНИЯ НИКЕЛЯ, КОБАЛЬТА, СПЛАВОВ НИКЕЛЯ ИЛИ СПЛАВОВ КОБАЛЬТА С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ ПЕРИОДИЧЕСКИХ ИМПУЛЬСОВ ТОКА

Номер: RU2281990C2
Автор: РЮДИГЕР Эвальд (DE), ФИЛЬКЕ Петер (DE), ШМИДТ Антон (DE), ХЕККМАНН Михаэль (DE), КАЙНАТ Вольфганг (DE), ЛАНГЕЛЬ Гюнтер (DE)
Принадлежит: АСТРИУМ ГМБХ (DE)

Группа изобретений относится к гальваническому осаждению никеля, кобальта, сплавов никеля или сплавов кобальта. Способ осуществляют в гальванической ванне с использованием содержащего соединения никеля или соединения кобальта электролита, при этом для осаждения на находящиеся в ванне по меньшей мере на один анод и по меньшей мере один катод периодически подают импульсы тока. Отношение (IA/IC) анодной плотности тока IA к катодной плотности тока Ic задают больше 1 и меньше 1,5, а отношение QA/Qc=(TA· IA)/(Tc·Ic) заряда QA, переносимого анодным импульсом тока за время ТA, к заряду Qc, переносимому катодным импульсом тока за время ТC, составляет от 30 до 45. Ванна для осуществления этого способа имеет, в частности, профильные аноды, экраны для улучшения распределения тока, очистное устройство для очистки электролита и систему циркуляции с обратной подачей электролита через сопла. Техническим результатом является получение покрытий, которые допускают их неразъемное соединение с другими деталями ...

Подробнее
Номер записи: 22
20-08-2006 дата публикации

ШАРНИРНОЕ СОЕДИНЕНИЕ ТРУБОПРОВОДОВ

Номер: RU2282094C2
Автор: Фатуев Игорь Юрьевич (RU), Лаврин Андрей Владимирович (RU), Каторгин Борис Иванович (RU), Хомутов Вадим Яковлевич (RU), Коновалов Сергей Георгиевич (RU), Чурин Юрий Николаевич (RU), Ганин Анатолий Андреевич (RU), Шитарев Игорь Леонидович (RU), Аненков Анатолий Петрович (RU), Чванов Владимир Константинович (RU)
Принадлежит: ОАО "НПО Энергомаш им. акад. В.П. Глушко" (RU), ОАО "Моторостроитель" (RU)

Шарнирное соединение трубопроводов предназначено для использования в области ракетостроения. Шарнирное соединение включает корпус. Последний соединен с неподвижным коленообразным патрубком. Внутри шарнирного соединения соосно с ним установлен второй трубопровод. Один конец последнего жестко соединен с одним из коленообразных патрубков. В ответном коленообразном патрубке соосно с указанным соединением выполнено глухое отверстие. В последнее по скользящей посадке вставлен наконечник второго трубопровода. Между сопрягаемыми поверхностями глухого отверстия и наконечника размещено уплотнение. Концевые участки второго трубопровода через выполненные в теле указанных коленообразных патрубков каналы соединены с подводящим и отводящим штуцерами. Обеспечивается повышение надежности соединения. 5 з.п. ф-лы, 3 ил.

Подробнее
Номер записи: 23
20-06-2004 дата публикации

МОДУЛЬНЫЙ ЗАРЯД ТВЕРДОГО РАКЕТНОГО ТОПЛИВА С ОБОЛОЧКОЙ, СИСТЕМОЙ ЗАПОЛНЕНИЯ И ДРЕНАЖА, ОХЛАЖДЕНИЕМ И ПОДВЕСКОЙ

Номер: RU2230924C2
Автор: ЛО Роджер Е. (DE)
Принадлежит: ЛО Роджер Е. (DE)

Модульный заряд твердого ракетного топлива состоит из различных топливных компонентов, а также из компонентов, таких как, например, горючие вещества, окислители, повышающие энергию добавки, связки, присадки, покрытия, ингибиторы, которые полностью или частично фрагментированы. Все или отдельные компоненты могут состоять также из веществ, которые должны быть приведены в достаточно твердое состояние только путем охлаждения, причем заряд в качестве единого целого или его отдельные топливные элементы снабжены оболочкой. Оболочка заряда имеет выступающий край на направленной внутрь опорной поверхности стенке камеры сгорания для подвешивания заряда твердого топлива или топливного элемента. Изобретение позволит резко уменьшить возникновение опасных ситуаций вследствие выхода из строя охлаждения при одновременном повышении мощности ракет-носителей и обеспечить устойчивое соединение между топливом и стенкой камеры сгорания. 3 з.п. ф-лы, 10 ил.

Подробнее
Номер записи: 24
20-02-2015 дата публикации

СОПЛО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ И МЕХАНИЗМ РАЗДВИЖКИ СОПЛА РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ

Номер: RU2542650C2
Автор: Иоффе Ефим Исаакович (RU), Ижуткина Алевтина Петровна (RU), Лянгузов Сергей Викторович (RU), Крылов Александр Дмитриевич (RU)
Принадлежит: Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" (RU)

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя с раздвижным соплом. Сопло ракетного двигателя содержит раструб и складной насадок, образованный лепестками, кинематически связанными с раструбом механизмом раздвижки, обеспечивающим перевод лепестков из сложенного положения в рабочее. Образующая лепестка в сложенном положении, проведенная через плоскость его симметрии, параллельна образующей раструба, проведенной через эту же плоскость. Другое изобретение группы относится к механизму раздвижки указанного выше сопла ракетного двигателя, содержащему элементы кинематической связи лепестков с раструбом сопла, образующие пантографы, связывающие соседние лепестки друг с другом. Каждый пантограф содержит продольную балку, связанную с каждым из двух соседних лепестков двумя шарнирно закрепленными планками, а каждый лепесток связан с раструбом направляющими элементами. Группа изобретений позволяет упростить конструкцию сопла и механизма его раздвижки ...

Подробнее
Номер записи: 25
20-12-2015 дата публикации

РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ СТАРОВЕРОВА-6 /ВАРИАНТЫ/

Номер: RU2570913C2
Автор: Староверов Николай Евгеньевич (RU)
Принадлежит: Староверов Николай Евгеньевич (RU)

Ракетный двигатель содержит камеру сгорания с соплом. В камеру сгорания подается расплавленного гидрида бериллия 40,81±20% и 59,19±20% кислорода или компоненты в следующем соотношении: диборана 10,10%, гидрида бериллия 24,16%, азотной кислоты 23,0% и метана 42,74%. В другом варианте ракетный двигатель содержит корпус с реактивным соплом. В корпусе находится гидрид или смесь гидридов, и вещества или смесь веществ, содержащие кислород в связанном состоянии, причем кислород имеется в таком количестве, чтобы в результате реакции выделялся водород. При этом ракетный двигатель используется в качестве водородовыделяющей шашки для жидкостного или твердотопливного ракетного двигателя. Группа изобретений позволяет повысить удельный импульс ракетного двигателя. 2 н. и 9 з.п. ф-лы.

Подробнее
Номер записи: 26
27-03-2006 дата публикации

РАЗДВИЖНОЕ СОПЛО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ

Номер: RU2272928C2
Автор: Зыков Геннадий Александрович (RU), Иоффе Ефим Исаакович (RU), Ижуткина Алевтина Петровна (RU), Крылов Александр Дмитриевич (RU), Цехотский Сергей Викторович (RU)
Принадлежит: Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" (RU)

Раздвижное сопло ракетного двигателя содержит стационарную часть, сдвигаемый насадок со стыковочным шпангоутом, привод выдвижения насадка и механизм его центрирования, элементы фиксации и герметизации насадка. Стыковочный шпангоут выполнен составным из двух подпружиненных кольцевых частей, соединенных замковым механизмом, например цанговым. Изобретение обеспечит эффективное использование соплового насадка при полете ракеты в верхних, а также в плотных слоях атмосферы с минимальными потерями тяги двигателя. 2 ил.

Подробнее
Номер записи: 27
20-04-2006 дата публикации

СПОСОБ СНАРЯЖЕНИЯ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ МНОГОШАШЕЧНЫМ ЗАРЯДОМ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА

Номер: RU2274760C2
Автор: Козьяков Алексей Васильевич (RU), Никитин Василий Тихонович (RU), Талалаев Анатолий Петрович (RU), Федоров Сергей Тимофеевич (RU), Молчанов Владимир Федорович (RU), Александров Михаил Зиновьевич (RU)
Принадлежит: Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" (RU)

Способ снаряжения ракетного двигателя многошашечным зарядом твердого топлива включает координированную по поперечному сечению камеры сгорания укладку шашек фигурного профиля в ракетный двигатель. Перед снаряжением в камеру сгорания устанавливают тонкостенный стакан с отбортовками, контактирующими с торцом камеры сгорания, и перфорированными отверстиями, координированными по поперечному сечению в соответствии со схемой укладки шашек, дном. Профиль отверстий соответствует проходному сечению шашек. Укладку шашек в камеру сгорания осуществляют через отверстия в дне стакана, после чего стакан извлекают из камеры сгорания. При снаряжении зарядов большого удлинения используют стакан с двойным дном с перфорацией аналогично первому дну стакана. Изобретение повышает технологичность, безопасность, производительность и качество сборки. 3 з.п. ф-лы, 8 ил.

Подробнее
Номер записи: 28
10-12-2006 дата публикации

ПОДВЕРЖЕННЫЙ ВО ВРЕМЯ РАБОТЫ ВОЗДЕЙСТВИЮ ВЫСОКИХ ТЕПЛОВЫХ НАГРУЗОК ЭЛЕМЕНТ КОНСТРУКЦИИ И СПОСОБ ЕГОИЗГОТОВЛЕНИЯ

Номер: RU2289035C2
Автор: ХЕГГАНДЕР Ян (SE)
Принадлежит: ВОЛЬВО АЭРО КОРПОРЕЙШН (SE)

Изобретение относится к ракетной технике. Элемент (1) конструкции имеет оболочку, образующую внутреннюю полость для прохода газа, и образован по меньшей мере первой частью (5), состоящей из внутренней стенки (8), наружной стенки (9) и по меньшей мере одного расположенного между стенками канала (11) охлаждения. Конец (12) внутренней стенки первой части элемента соединяется со второй частью (6) элемента. Место (18) соединения расположено на некотором расстоянии от внутренней полости элемента. В изобретении предлагается также способ изготовления такого элемента конструкции. Изобретение обеспечивает повышенный срок службы элементов конструкции, а также рентабельный и эффективный способ изготовления элементов ракетного реактивного двигателя. 2 н. и 31 з.п. ф-лы, 15 ил.

Подробнее
Номер записи: 29
20-01-2006 дата публикации

ИМПУЛЬСНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ НА ТВЕРДОМ ТОПЛИВЕ

Номер: RU2268386C2
Автор: Курков Сергей Николаевич (RU), Савченко Федор Анатольевич (RU), Бурлов Владимир Васильевич (RU)
Принадлежит: Пензенский Артиллерийский Инженерный Институт им. Главного маршала артиллерии Н.Н. Воронова (RU)

Импульсный ракетный двигатель на твердом топливе содержит обечайку (транспортно-пусковой контейнер), газодинамический тракт и воспламенитель. Газодинамический тракт двигателя включает заряд, состоящий из пучка трубчатых пороховых элементов, центральную перфорированную трубку, профилированное сопло, демпфирующую линзу, камеру дожигания вихревого типа и форсирующее устройство. Трубчатые пороховые элементы уложены вокруг перфорированной трубки. Демпфирующая линза размещена у переднего дна двигателя и изготовлена из пористого материала. Камера дожигания вихревого типа размещена в предсопловом объеме и имеет отношение суммы площадей входов во внешнюю и внутреннюю полости, отвечающее правилу "золотого сечения" и соответствующее числу 1,618. Форсирующее устройство представляет собой контейнер с шумопоглощающим веществом. Изобретение позволит организовать дожигание несгоревших частиц твердого ракетного топлива и уменьшить перепад давления пороховых газов по длине заряда. 3 ил.

Подробнее
Номер записи: 30
20-10-2005 дата публикации

УСТРОЙСТВО ДЛЯ РЕГУЛИРОВАНИЯ ЛИНИИ РАЗДЕЛЕНИЯ ПОТОКА СОПЕЛ РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

Номер: RU2262613C2
Автор: БОМАН Арне (SE)
Принадлежит: ВОЛЬВО АЭРО КОРПОРЭЙШН (SE)

Устройство для регулирования линии разделения потока в реактивном сопле включает равномерно разнесенные по окружности области с повышенной шероховатостью поверхности по сравнению с остальной частью внутренней поверхности сопла, расположенные внутри сопла. Изобретение уменьшит боковые нагрузки на сопло. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Подробнее
Номер записи: 31
10-11-2005 дата публикации

РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА

Номер: RU2263811C2
Автор: Сурначев А.Ф. (RU), Коренной А.В. (RU), Морозов В.Д. (RU), Родин Л.А. (RU), Коликов В.А. (RU), Осокин А.В. (RU), Замарахин В.А. (RU)
Принадлежит: Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" (RU)

Ракетный двигатель твердого топлива содержит камеру сгорания с сопловым блоком, многошашечный пороховой заряд, воспламенитель и электровоспламенитель. На переднем днище камеры сгорания закреплена цилиндрическая стойка, на конце которой соосно камере установлена опора с центральным сквозным резьбовым отверстием, выполненная в виде многолучевой звезды. Впадины многолучевой звезды сопрягаются с цилиндрическими поверхностями шашек заряда. На другом конце опоры выполнено коническое углубление, из которого проведены цилиндрические газоотводящие каналы, выходящие во впадины многолучевой звезды. На внутренней поверхности соплового блока образована сферическая полость с симметрично расположенными выступами, внутренняя поверхность которых сопрягается с наружной поверхностью одной из шашек порохового заряда. Площадь одного проходного сечения между выступами при установленном пороховом заряде больше площади канала шашки заряда. Опора в виде многолучевой звезды выполнена преимущественно из неметаллического ...

Подробнее
Номер записи: 32
09-09-2020 дата публикации

УНИВЕРСАЛЬНЫЙ ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ "Н-I"

Номер: RU2731954C2
Автор: Новосёлов Юрий Михайлович (RU)
Принадлежит: Новосёлов Юрий Михайлович (RU)

Изобретение относится к областям строений силовых реактивных установок, которые работая как ЖТРД или ПВТРД, создают изменяющие направления передние газовые тяги и обеспечивают работами бортовые электромагнитные генераторы электрических токов, а также, работая как ЖРД, создают задние газовые тяги. Универсальный турбореактивный двигатель содержит корпус, камеру сгорания, поворотные заслонки, газовый руль, а также турбинное поперечно-крыльевое колесо, которое обеспечивает работу бортового электромагнитного генератора. При этом камера сгорания оснащена топливной и топливно-окислительными форсунками, свечой зажигания, которые позволяют обеспечить работу устройства в воздушной и в вакуумной средах. Изобретение позволяет создавать заднюю газовую тягу и образовывать крутящий момент путём изменения направления передней газовой тяги, а также позволяет уменьшить износ полувалов и боковой стенки прямоточной камеры сгорания. 2 ил.

Подробнее
Номер записи: 33
10-02-2016 дата публикации

СПОСОБ ПОДТВЕРЖДЕНИЯ ВНУТРИБАЛЛИСТИЧЕСКИХ И ЭНЕРГЕТИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК ТВЕРДОТОПЛИВНОГО ЗАРЯДА РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ И СТЕНДОВОЕ УСТРОЙСТВО

Номер: RU2574778C2
Автор: Губин Сергей Евгеньевич (RU), Бобович Александр Борисович (RU), Борисов Виктор Николаевич (RU), Петрусев Виктор Иванович (RU), Шишков Альберт Алексеевич (RU), Кобцев Виталий Георгиевич (RU), Багдасарьян Михаил Александрович (RU), Калашников Сергей Алексеевич (RU), Мухамедов Виктор Сатарович (RU)
Принадлежит: Акционерное общество "Корпорация "Московский институт теплотехники" (АО "Корпорация "МИТ") (RU), Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство Российской Федерации (RU)

При подтверждении внутрибаллистических и энергетических характеристик твердотопливного заряда ракетного двигателя сжигают серию зарядов с различной скоростью горения в камере-имитаторе с расходным круглым отверстием критического сечения с замером давления в камере-имитаторе. Перед сжиганием заряд термостатируется до температуры, обеспечивающей скорость горения заряда и давление в двигателе с минимальными отклонениями от их номинальных значений и определяемой по формуле, защищаемой настоящим изобретением. Стендовое устройство для подтверждения внутрибаллистических и энергетических характеристик твердотопливного заряда ракетного двигателя содержит металлический стапель с горизонтальной поворотной плитой для крепления камеры-имитатора с расходным круглым отверстием критического сечения, датчик замера давления в камере-имитаторе и силоизмеритель между поворотной плитой и стапелем. Стапель имеет вертикальную упорную стенку, к которой крепится кронштейн с подшипниковым узлом для вертикального ...

Подробнее
Номер записи: 34
10-04-2012 дата публикации

СПОСОБ РАБОТЫ И УСТРОЙСТВО РЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ (ВАРИАНТЫ)

Номер: RU2447311C2
Автор: Буриков Юрий Вячеславович (RU), Буриков Игорь Вячеславович (RU), Буриков Владислав Сергеевич (RU)
Принадлежит: Буриков Юрий Вячеславович (RU), Буриков Игорь Вячеславович (RU), Буриков Владислав Сергеевич (RU)

Изобретение относится к космической технике, в частности к реактивным двигателям, преобразующим тепловую энергию источника тепла в энергию газовой струи, создающей реактивную тягу двигателя. Часть тепла бортового источника космического аппарата преобразуют в полезную работу посредством реализации замкнутого термодинамического цикла с подводом тепла от бортового источника к рабочему телу замкнутого цикла, получением полезной работы и отводом тепла к жидкому криогенному рабочему телу двигателя, которое при этом преобразуют в пар и нагревают. Дополнительно рабочее тело двигателя подогревают в бортовом источнике тепла, а затем разгоняют до максимальной скорости истечения за счет подвода полезной работы, полученной в замкнутом термодинамическом цикле. Устройство реактивного двигателя, реализующее этот принцип, включает в себя источник тепла, термически связанный, по крайней мере, с двумя теплообменниками-нагревателями, выход одного из которых входит в состав замкнутого контура, образованного ...

Подробнее
Номер записи: 35
10-01-2016 дата публикации

РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ СТАРОВЕРОВА-16

Номер: RU2572426C2
Автор: Староверов Николай Евгеньевич (RU)
Принадлежит: Староверов Николай Евгеньевич (RU)

Изобретение относится к ракетным двигателям твердого топлива. Ракетный двигатель содержит твердое ракетное топливо, причем компоненты, дающие в смеси взрывоопасную смесь, расположены в цилиндрической или конической шашке твердого ракетного топлива спиральными объемными секторами или коническими слоями. Компонент или компоненты содержат замедлители реакции, в качестве которых используют борную кислоту, гексаметилентетрамин, калиевую или литиевую селитры, нитрат бора, оксид или супероксид калия, гидроксиламин в концентрации 0,0001-30%. В указанные секторы или слои для повышения механической прочности введены коллоксилин, пироксилин, полиуретан, полиакрилонитрил, полиметилметакрилат, полиамиды, полистирол, сополимеры стирола, в частности, с акрилонитрилом, полиэфирные и эпоксидные смолы в концентрации 0,0001-30%. Изобретение позволяет снизить взрывоопасность двигателя. 8 з.п. ф-лы, 2 ил.

Подробнее
Номер записи: 36
20-02-2005 дата публикации

РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА

Номер: RU2246633C2
Автор: Сурначев А.Ф. (RU), Коренной А.В. (RU), Филимонов Г.Д. (RU), Родин Л.А. (RU), Коликов В.А. (RU), Морозов В.Д. (RU), Осокин А.В. (RU)
Принадлежит: Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" (RU)

Ракетный двигатель твердого топлива состоит из камеры сгорания с сопловым блоком, порохового заряда, воспламенителя и электровоспламенителя. В головной части двигателя выполнена камера высокого давления, образованная кольцевой выемкой в корпусе двигателя и перфорированным диском. Отверстия перфорированного диска выведены в выполненные в диске со стороны порохового заряда радиальные углубления. Воспламенитель выполнен в виде помещенной в герметичный футляр из сгораемого материала навески тонкосводного пороха и размещен внутри камеры высокого давления. Электровоспламенитель установлен под углом к продольной оси двигателя. Продольная ось электровоспламенителя лежит в одной плоскости с рядом отверстий перфорированного диска и радиального углубления. Изобретение обеспечит надежное и равномерного воспламенения заряда, что позволит сократить разбросы выходных характеристик в широком температурном диапазоне эксплуатации и повысить надежность двигателя. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Подробнее
Номер записи: 37
10-08-2001 дата публикации

СПОСОБ ДЕГАЗАЦИИ ЖИДКОГО ТОПЛИВА В БАКЕ ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКИ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА

Номер: RU2171907C2
Автор: Луговой Ю.С., Комарова Л.И., Климанов С.И.
Принадлежит: Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева"

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для обеспечения работы двигательной установки на жидком топливе при спуске космического аппарата (КА) на Землю или другую планету, обладающую атмосферой. В способе дегазации жидкого топлива в баке двигательной установки КА, включающем сообщение топливу ускорения, временную задержку для сепарации газовых пузырей и сброс отсепарированного газа за пределы КА, используют перегрузку, возникающую при спуске в начале аэродинамического торможения КА в атмосфере планеты, при этом КА ориентируют так, чтобы направление главного вектора аэродинамической силы, действующей на КА, совпадало с направлением от жидкостной полости бака к заборнику вдоль оси заборника, а сброс газа осуществляют через двигатели управления этой же двигательной установки, создающие одинаковые моменты во взаимно противоположных направлениях, во время указанной ориентации в течение промежутка времени, определяемого как отношение массы газа в жидкостной ...

Подробнее
Номер записи: 38
12-05-2020 дата публикации

Смесительная головка жидкостного ракетного двигателя малой тяги

Номер: RU2720657C2
Автор: Андреев Юрий Захарович (RU)
Принадлежит: Акционерное общество "НАУЧНО-ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ИНСТИТУТ МАШИНОСТРОЕНИЯ" (АО "НИИМаш") (RU)

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно - к смесительным головкам жидкостных ракетных двигателей малой тяги и особо малой тяги (0,3-0,5 Н) на самовоспламеняющихся компонентах топлива. Смесительная головка состоит из корпуса, струйных форсунок окислителя и горючего с пересекающимися струями, смесительной камеры с постоянной площадью поперечного сечения, переходящей в зоне завершения жидкофазной индукции в расширяющуюся к выходу форкамеру. Согласно изобретению в расширяющейся части форкамеры между выходом из смесительной камеры и выходом из предкамеры выполнен кольцевой буртик. Предкамера выполнена в виде конической полости, в которой кольцевой буртик, обращенный в сторону оси конуса, сформирован у вершины тонкостенного усеченного конуса, закрепленного в конической полости предкамеры. Площадь поперечного сечения смесительной камеры находится в диапазоне 1,2-1,7 суммарной площади поперечных сечений струйных форсунок окислителя и горючего. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Подробнее
Номер записи: 39
20-04-2012 дата публикации

РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА

Номер: RU2448267C2
Автор: Иоффе Ефим Исаакович (RU), Лянгузов Сергей Викторович (RU), Налобин Михаил Алексеевич (RU)
Принадлежит: Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" (RU)

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива, имеющего большое время работы. Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус, переднюю крышку, скрепленный с корпусом заряд, имеющий сквозной цилиндро-конический канал, радиус которого минимален в районе передней крышки, и сопло, часть которого утоплена в корпус. На поверхность сквозного канала заряда нанесена бронировка, а длина незабронированного участка сквозного канала не превышает его минимальный радиус. Торец заряда напротив передней крышки не забронирован. Бронировка сквозного канала заряда выполнена в виде прилегающей к утопленной части сопла манжеты, а на торце заряда напротив передней крышки выполнены щели или проточки. Изобретение позволяет увеличить время работы ракетного двигателя твердого топлива при уменьшении его длины. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Подробнее
Номер записи: 40
20-07-2007 дата публикации

УСТРОЙСТВО (ВАРИАНТЫ) И СПОСОБ СЖИГАНИЯ РАКЕТНОГОТОПЛИВА

Номер: RU2303154C2
Автор: БЕРГ Джеральд Р. (US), МЮЛЛЕР Донн К. (US), ПЕЙРИШ Марк У. (US)
Принадлежит: Юнайтид Текнолоджиз Копэрейшн (US)

Устройство для сжигания ракетного топлива содержит источник ракетного топлива на основе ионной соли, например, гидроксиламмонийнитрата, камеру сгорания и реактор. Реактор служит для диссоциации основной части ионной соли, содержащейся в ракетном топливе, и установлен с возможностью подачи в камеру сгорания продуктов диссоциации совместно с дополнительным топливным компонентом, содержащимся в ракетном топливе. Способ сжигания топлива в устройстве для сжигания ракетного топлива на основе гидроксиламмонийнитрата заключается в диссоциации гидроксиламмонийнитрата и сжигании в камере сгорания продуктов диссоциации указанного гидроксиламмонийнитрата вместе с не вступившими в реакцию топливными компонентами, содержащимися в ракетном топливе. Согласно указанному способу ракетное топливо вводят в реактор и осуществляют его разложение в реакторе с диссоциацией, по крайней мере, большей части гидроксиламмонийнитрата, содержащегося в ракетном топливе. Затем направляют выходные продукты реактора в камеру ...

Подробнее
Номер записи: 41
20-12-2003 дата публикации

КАМЕРА ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ МАЛОЙ ТЯГИ

Номер: RU2219363C2
Автор: Андреев Ю.З.
Принадлежит: Государственное предприятие Научно-исследовательский институт машиностроения

Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги состоит из смесительной головки и корпуса камеры с концентрично и с зазором расположенной внутри него вставкой. Вставка выполнена в виде камеры сгорания с соплом, имеющим сужающуюся и расширяющуюся части. Полость зазора между корпусом камеры и вставкой сообщена с одной стороны с полостью камеры сгорания в зоне смесительной головки, а с другой стороны - с полостью расширяющейся части сопла. Изобретение позволяет обеспечить дополнительное охлаждение конструкции вставки и корпуса камеры при сохранении высокой экономичности двигателя. 3 з.п.ф-лы, 1 ил.

Подробнее
Номер записи: 42
20-05-2007 дата публикации

СПОСОБ ДОСТАВКИ НА ОРБИТУ СЫРЬЕВОГО ПРОДУКТА, РАКЕТНАЯ ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА, РАКЕТА НА ЕЕ ОСНОВЕ,СПОСОБ ВЫВЕДЕНИЯ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ НА ГЕОСТАЦИОНАРНУЮ ОРБИТУ, ТРАНСПОРТНАЯ СИСТЕМА ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ И ТРАНСПОРТНО-ЗАПРАВОЧНАЯ СИСТЕМА

Номер: RU2299160C2
Автор: Михальчук Михаил Владимирович (RU)
Принадлежит: Михальчук Михаил Владимирович (RU)

Изобретения относятся к ракетно-космической технике, преимущественно к средствам и методам снабжения водой низкоорбитальных космических аппаратов (КА). Предлагаемый способ предусматривает использование энергии образования сырьевого продукта, в частности воды из компонентов топлива, для повышения эффективности средства его доставки на орбиту. Предлагаемая ракетная двигательная установка имеет химический реактор, в котором образуется данный продукт, а также теплообменный агрегат, в котором тепло химической реакции передается компонентам топлива. Последнее ведет к возрастанию удельного импульса двигательной установки. Продукт реакции охлаждается, и получается конденсат (вода), который собирается в баке-накопителе. Предлагаемая ракета может использовать один из освободившихся топливных баков для сбора конденсата. Предлагаемая транспортная система включает в себя предлагаемую ракету, орбитальную станцию, оснащенную системой переработки воды в компоненты топлива, и средства доставки на станцию ...

Подробнее
Номер записи: 43
27-10-2007 дата публикации

ПОВОРОТНОЕ СОПЛО ДЛЯ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ

Номер: RU2309281C2
Автор: БЕРДОЙЕ Мишель (FR), БИЗ Филипп (FR), ДЮМОРТЬЕ Андре (FR), ЭРВИО Антуан (FR)
Принадлежит: СНЕКМА ПРОПЮЛЬСЬОН СОЛИД (FR)

Изобретение относится к области поворотных сопел ракетных двигателей. Сопло содержит подвижный диффузор (20) и неподвижную часть (16), жестко прикрепленную к задней стенке камеры (12) сгорания двигателя. Карданное соединение связывает подвижный диффузор сопла с неподвижной частью, причем подвижный диффузор и неподвижная часть соприкасаются соответствующими сферическими поверхностями (24а, 16а), а приводное устройство воздействует на подвижный диффузор с целью изменения направления вектора реактивной тяги двигателя путем изменения ориентации сопла при скольжении сферических поверхностей одна по другой. Между подвижным диффузором (20) сопла и неподвижной частью (16) сопла расположены средства (62, 64) упругого возврата, воздействующие на подвижный диффузор и прижимающие его к неподвижной части с целью сохранения взаимного контакта сферических поверхностей (24а, 16а) при любой требуемой ориентации сопла. Изобретение обеспечивает прочность, надежность и непроницаемость для газов области соприкосновения ...

Подробнее
Номер записи: 44
20-06-2014 дата публикации

УГЛЕРОД-УГЛЕРОДНЫЙ КОМПОЗИЦИОННЫЙ МАТЕРИАЛ

Номер: RU2520281C2
Автор: Никитин Владимир Викторович (RU), Удинцев Пётр Геннадьевич (RU), Киряков Леонид Дмитриевич (RU), Клочков Сергей Николаевич (RU), Кузнецов Юрий Викторович (RU)
Принадлежит: Открытое Акционерное Общество "Уральский научно-исследовательский институт композиционных материалов" (RU)

Изобретение относится к композиционным материалам, в частности к углерод-углеродному композиционному материалу, и может использоваться при изготовлении жидкостных ракетных двигателей. Углерод-углеродный композиционный материал с защитным покрытием из карбида кремния выполнен с герметизирующим слоем. На защитное покрытие нанесен герметизирующий слой из металла: никеля, или ниобия, или молибдена. В результате повышается долговечность и надежность полученного материала. 1 ил.

Подробнее
Номер записи: 45
27-06-2014 дата публикации

РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ СТАРОВЕРОВА-10

Номер: RU2521429C2
Автор: Староверов Николай Евгеньевич (RU)
Принадлежит: Староверов Николай Евгеньевич (RU)

Ракетный двигатель включает жидкое или твердое ракетное топливо, в котором окислитель и/или горючее содержит связанный азот, а также мелкодисперсный или связанный бор, причем количество атомов бора и азота 1:1 с отклонением ±20%. Ракетное топливо имеет избыток горючего по отношению к окислителю. Изобретение позволяет повысить тепловыделение топлива. 8 з.п. ф-лы.

Подробнее
Номер записи: 46
22-09-2021 дата публикации

Жидкостный ракетный двигатель малой тяги

Номер: RU2755862C2
Автор: Кутуев Рашит Хурматович (RU)
Принадлежит: Акционерное общество "НАУЧНО-ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ИНСТИТУТ МАШИНОСТРОЕНИЯ" (АО "НИИМаш") (RU)

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям малой тяги. Жидкостный ракетный двигатель малой тяги содержит камеру со смесительной головкой, струйные форсунки горючего и окислителя с пересекающимися осями, смесительные экраны с обращенным в предкамеру ребром, предкамеру и камеру сгорания. Согласно изобретению смесительные экраны выполнены цилиндрическими, по касательной к экранам расположены струйные форсунки, а выход из смесительных экранов совмещен с началом предкамеры камеры сгорания.Смесительные экраны выполнены в виде вихревых камер. Дополнительно, вихревые камеры сформированы цилиндрическими гнездами в корпусе смесительной головки и эксцентричными проточками на торцах втулок горючего и окислителя. Изобретение обеспечивает повышение энергетических характеристик жидкостного ракетного двигателя малой тяги. 2 з.п. ф-лы, 5 ил.

Подробнее
Номер записи: 47
20-05-2010 дата публикации

СОПЛО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ

Номер: RU2389896C2
Автор: Черепов Владимир Иванович (RU), Соломонов Юрий Семенович (RU), Лобанов Олег Александрович (RU), Чекушин Александр Дмитриевич (RU), Тумановская Валентина Павловна (RU)
Принадлежит: Федеральное государственное унитарное предприятие "Московский институт теплотехники" (RU), Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации (RU)

Изобретение относится к области машиностроения и направлено на создание защитных устройств сопла ракетного двигателя. Устройство содержит защитную заглушку, установленную на срезе сопла и герметизирующую заглушку внутри сопла. Сопло ракетного двигателя изготовлено из эрозионностойкого пресс-материала и содержит защитную заглушку, установленную на срезе сопла, выполненную в виде цилиндрического стакана с утонением и закрепленную на внешней стороне сопла. Защитная заглушка закреплена на внешней стороне сопла посредством клеевого шва. Между торцевой поверхностью защитной заглушки и торцевой поверхностью среза сопла установлена прокладка из антиадгезионного материала, преимущественно фторопласта. Защитная заглушка выполнена из материала, обладающего более низкими прочностными характеристиками, чем материал сопла, преимущественно пенопласта, и имеет сквозное отверстие. Внутри сопла установлена герметизирующая заглушка. Толщина защитной заглушки определяется зависимостью, приведенной в описании ...

Подробнее
Номер записи: 48
20-06-2010 дата публикации

СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ РАСХОДА СИСТЕМЫ ПОДАЧИ РАБОЧЕГО ТЕЛА К ИСТОЧНИКУ ПЛАЗМЫ

Номер: RU2392589C2
Автор: Ковтун Татьяна Алексеевна (RU), Ковтун Владимир Семенович (RU), Пищулин Владимир Алексеевич (RU)
Принадлежит: Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" (RU)

Изобретение относится к эксплуатируемой преимущественно в условиях космического вакуума измерительной технике, предназначенной для определения расхода рабочего тела (ксенона), подаваемого из баков реактивных двигательных установок космических аппаратов. Измеряют рабочее давление Pвx(t) во входной магистрали источника плазмы 1 (тягового модуля /ТМ/, включающего в себя стационарный плазменный двигатель), определяют передаточную характеристику термодросселя 10 исполнительного устройства 5 системы стабилизации 4 тока разряда Iр источника плазмы, регулирующего подачу рабочего тела в источник плазмы, обеспечивающую номинальный режим работы, причем Iр=f(Iтд), где Iтд - ток термодросселя. В процессе работы источника плазмы измеряют текущие значения рабочего давления во входной магистрали и тока термодросселя. По зависимости ! определяют текущее значение массового расхода рабочего тела в единицу времени. Изобретение повышает точность определения расхода. 2 ил.

Подробнее
Номер записи: 49
11-11-2019 дата публикации

ПИРОТЕХНИЧЕСКИЙ ПАТРОН ДЛЯ СТИМУЛИРОВАНИЯ ОСАДКОВ

Номер: RU2705677C2
Автор: Дорошева Юлия Валерьевна (RU), Черниченко Владимир Викторович (RU), Филимонова Ольга Николаевна (RU), Назаренко Игорь Николаевич (RU), Костылева Людмила Николаевна (RU), Федий Галина Леонидовна (RU)
Принадлежит: Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации (RU)

Изобретение относится к техническим средствам, предназначенным для активных воздействий на облака с целью стимулирования осадков, и может быть использовано также для защиты сельскохозяйственных культур от градобитий. Пиротехнический патрон для стимулирования осадков содержит гильзу, в которой установлены капсюль-воспламенитель, вышибной заряд и пироэлемент в виде реактивного снаряда с двигателем твердого топлива с льдообразующим составом, воспламеняющимся при выстреле, и корпус с соплом и критическим сечением. Сопло реактивного снаряда выполнено телескопическим, состоящим из двух частей, подвижной и неподвижной. Неподвижная часть соединена с корпусом пироэлемента, а подвижная выполнена с возможностью осевого перемещения и фиксации на неподвижной части. Капсюль-воспламенитель и вышибной заряд размещены в непосредственной близости друг от друга в неподвижной части сопла реактивного снаряда. Изобретение позволяет повысить эффективность действия пиротехнического патрона за счет увеличения дальности ...

Подробнее
Номер записи: 50
27-05-2013 дата публикации

СПОСОБ ИЗГОТОВЛЕНИЯ ПАРТИИ МНОГОШАШЕЧНЫХ ЗАРЯДОВ ТВЕРДОГО РАКЕТНОГО ТОПЛИВА

Номер: RU2483049C2
Автор: Молчанов Владимир Федорович (RU), Никитин Василий Тихонович (RU), Нешев Сергей Сергеевич (RU), Козьяков Алексей Васильевич (RU), Власов Сергей Яковлевич (RU), Кислицын Алексей Анатольевич (RU), Амарантов Георгий Николаевич (RU)
Принадлежит: Открытое акционерное общество "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" (RU)

Изобретение относится к области ракетной техники. Заявлен способ изготовления партии многошашечных зарядов твердого ракетного топлива к газогенератору (катапультного) минометного старта ракеты, включающий смешение компонентов топлива и формование прессованием партии зарядов. Перед комплектацией шашек в заряды, удовлетворяющие заданным требованиям, комплектуют образцы зарядов, обеспечивающих верхнее требуемое значение импульса давления при минимально возможной скорости горения. Затем определяют скорость горения полученных образцов зарядов в рабочем диапазоне температур и давлений газогенератора. По полученной скорости горения определяют количество шашек в образцах зарядов, при которой обеспечиваются верхнее и нижнее значения импульса давления. Изготавливают такие образцы зарядов, проводят их огневые стендовые испытания, получают зависимость «давление-время» и по ней определяют импульс давления. Если полученные значения импульсов удовлетворяют требуемым, проводят комплектацию партии зарядов ...

Подробнее
Номер записи: 51
27-07-2016 дата публикации

КАМЕРА СГОРАНИЯ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ МАЛОЙ ТЯГИ

Номер: RU2592948C2
Автор: Андреев Юрий Захарович (RU)
Принадлежит: Федеральное государственное унитарное предприятие "НАУЧНО-ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ИНСТИТУТ МАШИНОСТРОЕНИЯ" (RU)

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно - к организации смесеобразования в камере сгорания жидкостного ракетного двигателя малой тяги. Камера сгорания жидкостного ракетного двигателя малой тяги, содержащая камеру и смесительную головку с размещенной по оси двухкомпонентой центробежной форсункой, наружная и внутренняя камеры закручивания которой сообщены с коллекторами соответствующих компонентов топлива, в соответствии с изобретением между смесительной головкой и камерой выполнена предкамера с цилиндрической частью, примыкающей к смесительной головке, и конической, сопряженной с одной стороны с указанной цилиндрической частью, а с другой стороны - с камерой, причем линия смыкания конических пелен компонентов топлива работающей камеры расположена в непосредственной близости от конической стенки предкамеры. Линия смыкания конических пелен работающей камеры расположена в непосредственной близости к конической части предкамеры в месте сопряжения ее с цилиндрической частью предкамеры ...

Подробнее
Номер записи: 52
21-08-2018 дата публикации

УЗЕЛ ОТСЕЧКИ ТЯГИ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА

Номер: RU2664638C2
Автор: Веденов Владислав Федорович (RU), Дубовцев Валерий Георгиевич (RU), Габов Сергей Юрьевич (RU), Карсаков Александр Сергеевич (RU)
Принадлежит: Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации (RU)

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании узла отсечки тяги ракетного двигателя твердого топлива. Узел отсечки тяги содержит пробку (заглушку), герметично закрывающую полость двигателя, толкатель, установленный с возможностью осевого перемещения и снабженный ограничителем хода. Пробка (заглушка) и толкатель разнесены и удерживают обечайку. Толкатель упирается в кольцо, жестко скрепленное с обечайкой, а для смещения и центрирования кольца установлены направляющие, расположенные между маршевой ступенью ракеты и ракетным двигателем. Изобретение позволяет повысить надежность срабатывания узла отсечки тяги и упростить его конструкцию. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Подробнее
Номер записи: 53
14-11-2022 дата публикации

РАБОЧАЯ КАМЕРА РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ СЫПУЧЕГО ТОПЛИВА

Номер: RU2783575C2
Автор: Горшков Александр Александрович (RU)
Принадлежит: Горшков Александр Александрович (RU)

Изобретение относится к области космического ракетостроения, в частности к ракетным двигателям твердого дисперсного сыпучего топлива. Рабочая камера ракетного двигателя сыпучего топлива (РДСТ), содержащая камеру сгорания, сопло, заряд твердого топлива и теплозащитное покрытие, при этом рабочая камера содержит бункер сыпучего твердого топлива, днище бункера выполнено в виде поршня, расположенного в обечайке бункера с возможностью осевого перемещения, при этом на днище посредством подшипника закреплена рабочая камера двигателя, сообщающаяся с бункером посредством шлюзового механизма питания, и содержит щелевые каналы, через которые пропущены теплозащитные ленты, идущие вдоль стенок камеры через критическое сечение сопла с взаимным спиралеобразным перекрытием к механизму лентопротяжки, расположенному на срезе сопла, часть оболочки рабочей камеры, составляющая сопло и камеру сгорания, имеет форму двух конусов, плавно сопряженных между собой по узкой части, причем щелевые каналы для ввода теплозащитных ...

Подробнее
Номер записи: 54
20-05-2003 дата публикации

КАМЕРА ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ

Номер: RU2204731C2
Автор: Иванов В.Н.
Принадлежит: Государственное предприятие Научно-исследовательский институт машиностроения

Камера жидкостного ракетного двигателя содержит камеру сгорания, смесительную головку с клапанами, каналы подачи компонентов топлива и коллекторы со струйными форсунками. Каналы подачи компонентов топлива выполнены в клапанах и на их выходе установлены топливные коллекторы. Оси струйных форсунок топливных коллекторов пересекают кольцевую канавку, выполненную на стенке камеры сгорания. Изобретение позволяет улучшить динамические характеристики двигателя и осуществлять простую модернизацию двигателя. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Подробнее
Номер записи: 55
10-12-2007 дата публикации

ЗАРЯД ЩЕТОЧНОГО ТИПА ИЗ БАЛЛИСТИТНОГО ТВЕРДОГО РАКЕТНОГО ТОПЛИВА С ВОСПЛАМЕНИТЕЛЕМ

Номер: RU2312094C2
Автор: Саранина Наталья Владимировна (RU), Демешкин Николай Евгеньевич (RU), Моисеева Галина Петровна (RU), Божья-Воля Николай Сергеевич (RU), Федченко Николай Николаевич (RU), Макаров Леонид Борисович (RU), Арефьев Вадим Сергеевич (RU)
Принадлежит: Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" (RU), Федеральное казенное предприятие "Пермский пороховой завод" (RU)

Изобретение относится к зарядам щеточного типа из баллиститного твердого ракетного топлива с воспламенителем. Воспламенитель содержит навеску дымного ружейного пороха в корпусе, размещенном в центральной полости межсоплового пространства заднего днища двигателя. Навеска воспламенителя содержит крупнозернистую фракцию дымного ружейного пороха, массовая доля которой в навеске определяется заданным соотношением. Изобретение повышает надежность работы заряда при отрицательной температуре окружающей среды. 2 табл.

Подробнее
Номер записи: 56
27-01-2007 дата публикации

БЛОК КАМЕРЫ СГОРАНИЯ И СПОСОБ ОХЛАЖДЕНИЯ ТРУБКИ ВЕНТУРИ В ЭТОМ БЛОКЕ

Номер: RU2292516C2
Автор: МИННИЧ Марк А. (US), МАРТЛИНГ Винсент С. (US), МЭК Брайан Р. (US), КРЭФТ Роберт Дж. (US)
Принадлежит: ПАУЭ СИСТЕМС МФГ. ЛЛС (US)

Блок камеры сгорания, предназначенный для использования с газотурбинным двигателем, содержит камеру предварительного смешения, предназначенную для перемешивания топлива и воздуха, и камеру сгорания, предназначенную для сжигания топлива и воздуха, сообщающиеся между собой через трубку Вентури. Камера сгорания и трубка Вентури окружены стенкой с образованием канала для протекания охлаждающего воздуха. В указанной стенке и стенке камеры смешения выполнено, по меньшей мере, по одному отверстию для прохода охлаждающего воздуха. Указанный канал в нижнем по течению конце камеры сгорания перекрыт блокировочным кольцом, предотвращающим перетекание охлаждающего воздуха, находящегося в этом участке канала, непосредственно в камеру сгорания, и имеет флюидное сообщение, по меньшей мере, одним отверстием в стенке камеры смешения. Охлаждающий воздух нагревается при его движении поверх камеры сгорания и трубки Вентури и затем направляется назад в камеру предварительного смешения, в результате чего повышается ...

Подробнее
Номер записи: 57
27-04-2007 дата публикации

ОБТЕКАЕМОЕ ТЕЛО, ПРИМЕНЕНИЕ ОБТЕКАЕМОГО ТЕЛА, СПОСОБ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ СЖИГАНИЯ ТОПЛИВНОЙ СМЕСИ

Номер: RU2298134C2
Автор: БРАНЦИ Винченцо (IT), ШТАФФЛЕР Франц Йозеф (IT)
Принадлежит: БРЕМБЛ-ТРЕЙДИНГ ИНТЕРНАСИОНАЛЬ ЛДА (PT)

Изобретение относится к области энергетики. Обтекаемое тело предназначено для оказания влияния на динамику потока текучей среды и (или) частиц, переносимых текучей средой, при этом внешняя поверхность обтекаемого тела образована вращением верхней стороны профиля крыла вокруг своей хорды. Обтекаемое тело выполнено с изменяемой геометрией. Указанное тело может быть применено в качестве поверхности столкновения, для создания ламинарного потока, для создания подсасывающего действия в направлении потока путем помещения обтекаемого тела его главной осью в направлении потока в свободное обычно сечение потока, а также в качестве теплообменника путем помещения теплопроводящего обтекаемого тела в поток с температурным градиентом. Обтекаемое тело оказывает положительное влияние на динамику потока, что позволяет сделать поток равномерным и управлять скоростью потока. 7 н. и 12 з.п. ф-лы, 8 ил.

Подробнее
Номер записи: 58
10-11-2014 дата публикации

КАМЕРА ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ МАЛОЙ ТЯГИ

Номер: RU2532640C2
Автор: Казанкин Филипп Андреевич (RU), Сёмкин Евгений Владимирович (RU), Бешенев Юрий Александрович (RU)
Принадлежит: Федеральное государственное унитарное предприятие "НАУЧНО-ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ИНСТИТУТ МАШИНОСТРОЕНИЯ" (ФГУП "НИИМаш") (RU)

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а конкретно к жидкостным ракетным двигателям малой тяги, используемым в качестве исполнительных органов систем управления движением космических летательных аппаратов. Камера состоит из смесительной головки с трактами подачи компонентов топлива и форсуночными элементами, фланца для крепления к объекту, корпуса камеры с камерой сгорания и соплом, присоединенного к смесительной головке через переходник. Согласно изобретению фланец для крепления камеры к объекту установлен на переходнике вблизи камеры сгорания и расположен в зоне посадочной поверхности переходника и смесительной головки, переходник присоединен к смесительной головке по внешней посадочной поверхности, а торцевой и внутренний цилиндрические участки имеют зазор между соответствующими поверхностями смесительной головки. Изобретение обеспечивает снижение тепловых потоков в объект. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Подробнее
Номер записи: 59
14-04-2022 дата публикации

Стенд для испытаний насосной системы подачи порошкообразного металла в камеру сгорания ракетного двигателя

Номер: RU2770072C2
Автор: Рылов Валентин Павлович (RU)
Принадлежит: Рылов Валентин Павлович (RU)

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. Стенд снабжен системой подачи гелеобразного горючего с порошкообразной металлической добавкой с регулятором вязкости гелеобразного горючего, установленным перед насосным агрегатом. Регулятор вязкости содержит активатор, использующий вращающееся электромагнитное поле, воздействующее на горючее. Расходная и накопительная технологические емкости выполнены цилиндрическими, одинаковыми по размерам, форме и взаимозаменяемыми и установлены на корпусной оснастке с возможностью переустановки. Имитатор камеры сгорания устанавливается после насосного агрегата перед накопительной емкостью при проведении автономных испытаний системы подачи и демонтируется при проведении ...

Подробнее
Номер записи: 60
10-02-2012 дата публикации

СПОСОБ ПОВЫШЕНИЯ ЭНЕРГЕТИКИ ЖИДКИХ КОМПОНЕНТОВ ТОПЛИВА РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ С ЖИДКОСТНЫМИ РАКЕТНЫМИ ДВИГАТЕЛЯМИ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО РЕАЛИЗАЦИИ

Номер: RU2442010C2
Автор: Трушляков Валерий Иванович (RU), Куденцов Владимир Юрьевич (RU), Лемперт Давид Борисович (RU)
Принадлежит: Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Омский государственный технический университет" (RU)

Изобретение относится к ракетно-космической технике, в частности к ракетам-носителям и разгонным блокам с жидкостными ракетными двигателями. В способе повышения энергетики жидких компонентов ракетного топлива ракет-носителей с жидкостными ракетными двигателями, основанном на введении добавок металлов и их соединений в горючее, при включении двигательной установки срабатывает электропневмоклапан, газ наддува из шар-баллона через редуктор поступает в выжимную емкость, содержащую добавку в виде металлического алюминия или компонента, выбранного из группы гидрид содержащих соединений легких металлов, которая через систему дозирования и смешения поступает в магистраль горючего перед входом в камеру двигательной установки. Устройство для реализации способа содержит топливные баки, двигательную установку, дополнительно вводят шар-баллон со сжатым газом наддува, соединенный через электропневмоклапан и редуктор с выжимной емкостью, содержащей добавку, систему дозирования и смешения, соединенную ...

Подробнее
Номер записи: 61
20-10-2017 дата публикации

ЗАРЯД ТВЕРДОГО РАКЕТНОГО ТОПЛИВА

Номер: RU2633980C2
Автор: Махмутов Раиль Данисович (RU), Чистюхин Вадим Николаевич (RU), Петрушанский Владислав Бенционович (RU), Сабитова Фирюза Фаатовна (RU), Гулицкий Эдуард Григорьевич (RU), Спиридонов Дмитрий Юрьевич (RU), Аладжева Галина Леонидовна (RU)
Принадлежит: Федеральное казенное предприятие "Государственный научно-исследовательский институт химических продуктов" (ФКП "ГосНИИХП") (RU)

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к имеющим «щеточную» конструкцию зарядам из трубок твердого топлива для стартовых реактивных двигателей с малым временем работы, преимущественно импульсных, используемых в выстрелах к гранатометам, огнеметам и ПТУР. Заряд к стартовому реактивному двигателю содержит пучок трубок из высокоазотного пироксилинового пороха, скрепленный с дном двигателя, и воспламенитель, расположенный на торце заряда. В составе пороха, в который входит комплексный катализатор горения, содержание остаточного растворителя составляет 0,2…0,7%, а диаметр канала dтрубки при длине, соответствующей длине цилиндрической части камеры двигателя, удовлетворяет соотношению, где. Изобретение позволяет повысить максимально возможную скорость реактивной гранаты и обеспечить значение температурного перепада начальных скоростей на уровне 4…8%.

Подробнее
Номер записи: 62
27-02-2013 дата публикации

УПЛОТНЕНИЕ КОЛЬЦА РОТОРА В СТУПЕНИ ТУРБИНЫ

Номер: RU2476710C2
Автор: АЗЕВИ Филипп Жерар Мари (FR), ЛЕСКЮР Ксавье Фирмен Камилль Жан (FR), МАССО Орельен Рене-Пьер (FR), СУПИЗОН Жан-Люк (FR)
Принадлежит: СНЕКМА (FR)

Ступень турбины турбомашины содержит колесо ротора, установленное внутри разделенного на сектора кольца, и сопловой аппарат. Кольцо установлено на корпусе турбины. Сопловой аппарат расположен на входе колеса и образован кольцевым рядом неподвижных лопаток. Сопловой аппарат содержит на своем заднем конце наружный кольцевой бортик, содержащий средства крепления на корпусе турбины. Между наружным бортиком соплового аппарата и передним концом кольца предусмотрены средства уплотнения для ограничения прохождения газов в радиальном направлении между наружным бортиком соплового аппарата и кольцом. Средства уплотнения содержат кольцевой лист, который проходит по существу радиально между наружным бортиком соплового аппарата и передним концом кольца. Кольцевой лист содержит на своей внутренней периферии и на своей наружной периферии средства осевой опоры на заднюю сторону наружного бортика соплового аппарата. Серединная кольцевая часть этого листа отстоит в осевом направлении от наружного бортика ...

Подробнее
Номер записи: 63
27-02-2013 дата публикации

СПОСОБ ОЧИСТКИ ВНУТРЕННЕЙ ПОВЕРХНОСТИ КАМЕРЫ ГОРЕНИЯ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ

Номер: RU2476713C2
Автор: Кудинов Ростислав Гаврилович (RU), Кочеров Евгений Павлович (RU), Перепелица Александр Николаевич (RU)
Принадлежит: Новиков Василий Васильевич (RU)

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения. Способ очистки внутренней поверхности камеры горения жидкостного ракетного двигателя, включающий подачу чистящего материала, сбор продуктов очистки с последующей их утилизацией. Согласно изобретению воздействуют на обрабатываемую поверхность двухфазной струей, состоящей из газообразного и чистящего материала сухого состава, для этого в камеру горения ракетного двигателя вводится разгонное сопло Вентури, закрепленное на устройстве и перемещающееся внутри камеры горения вокруг своей оси в горизонтальном и вертикальном направлениях, в качестве газообразного материала используют сжатый воздух, частицы или гранулы чистящего материала сухого состава за счет эжектирования, создаваемого струей сжатого воздуха, попадают в поток и через разгонное сопло выбрасываются в сторону очищаемой внутренней поверхности камеры горения, при этом после отделения загрязнений с обрабатываемой поверхности чистящий материал сухого состава испаряется. В качестве ...

Подробнее
Номер записи: 64
20-09-2013 дата публикации

СПОСОБ МОДЕЛИРОВАНИЯ ПРОЦЕССА ГАЗИФИКАЦИИ ОСТАТКОВ ЖИДКОГО КОМПОНЕНТА РАКЕТНОГО ТОПЛИВА В УСЛОВИЯХ ПОНИЖЕННОГО ДАВЛЕНИЯ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО РЕАЛИЗАЦИИ

Номер: RU2493414C2
Автор: Трушляков Валерий Иванович (RU), Казаков Александр Юрьевич (RU), Курочкин Андрей Сергеевич (RU), Лесняк Иван Юрьевич (RU), Куденцев Владимир Юрьевич (RU)
Принадлежит: Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Омский государственный технический университет" (RU)

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Способ моделирования процесса газификации остатков жидкого компонента ракетного топлива в баках отделяющихся частей ступени ракет-носителей, основанном на введении в экспериментальную установку теплоносителя, обеспечении условий взаимодействия в зоне контакта теплоносителя с поверхностью жидкого газифицируемого компонента ракетного топлива, проведении измерений температуры, давления в различных точках экспериментальной установки, при этом перед подачей теплоносителя осуществляют понижение давления в экспериментальной установке до 0,01 МПа через электропневмоклапан. Рассмотрено устройство для моделирования процесса газификации остатков жидкого компонента ракетного топлива в баках отделяющейся части ступени ракеты-носителя, включающее в свой состав экспериментальную установку в виде модельного бака, содержащего поддон для жидкого компонента ракетного топлива, датчики температуры, давления, входной и выходной патрубки, при этом экспериментальная ...

Подробнее
Номер записи: 65
20-09-2013 дата публикации

УСТРОЙСТВО ДЛЯ ГАШЕНИЯ ПОПЕРЕЧНЫХ УСИЛИЙ ВСЛЕДСТВИЕ ОТДЕЛЕНИЯ РЕАКТИВНОЙ СТРУИ, ДЕЙСТВУЮЩИХ НА СОПЛО РЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ, И СОПЛО РЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ

Номер: RU2493413C2
Автор: ЭВЕН Филипп (FR), МИЛЛОН Фредерик (FR), БОВЕРЖЕ Филипп (FR), БРАНШЕ Кристель (FR)
Принадлежит: СНЕКМА (FR)

Устройство гашения поперечных усилий включает устройства ориентации, установленные на сопле реактивного двигателя и содержащие первый узел, образующий тягу, второй узел, образующий звено крепления, и приводной узел. Первый конец тяги шарнирно укреплен на сопле. Первый конец звена крепления шарнирно закреплен на камере сгорания, а второй конец шарнирно прикреплен ко второму концу тяги. Первый конец приводного узла шарнирно закреплен на неподвижной конструкции летательной установки, а второй конец шарнирно прикреплен ко второму концу звена крепления. Каждая тяга содержит жесткий элемент, соединенный с двумя концами тяги, элемент, продольно деформируемый под действием усилия сжатия или растяжения, и средства для отсоединения жесткого элемента от концов тяги. Продольно деформируемый элемент жестко соединен с двумя концами тяги и содержит трубку, проходящую в продольном направлении тяги и снабженную множеством окружных щелей. Другое изобретение группы относится к соплу реактивного двигателя, ...

Подробнее
Номер записи: 66
10-08-2002 дата публикации

РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

Номер: RU2187011C2
Автор: Быковский В.И., Черных В.Н.
Принадлежит: Черных Владимир Николаевич, Быковский Владимир Иванович

Изобретение относится к реактивной технике, в частности для создания тяги в двигательных установках. Реактивный двигатель содержит камеру сгорания, за которой установлена турбина, выходную трубу, центральное тело, выполненное в виде рассекающего конуса, кольцевое сопло, кольцевую усеченную полусферу, кольцевое сопло образовано между торцами рассекающего конуса и выходной трубы. С внешней стороны выходной трубы установлена кольцевая усеченная полусфера, вогнутая сторона которой обращена к кольцевому соплу. Торец выходной трубы выполнен по кривой в противоположную сторону от оси двигателя. Изобретение позволяет увеличить тягу двигателя за счет создания газодинамической подушки. 1 ил.

Подробнее
Номер записи: 67
21-11-2018 дата публикации

ВЫПУСКНОЕ СОПЛО ДЛЯ ГАЗООБРАЗНЫХ ПРОДУКТОВ СГОРАНИЯ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ, РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ С ТАКИМ СОПЛОМ И ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ С УКАЗАННЫМ ДВИГАТЕЛЕМ

Номер: RU2673032C2
Автор: ДЮТЕЛЬ Жан-Филипп (FR)
Принадлежит: ЭЙРБАС ДИФЕНС ЭНД СПЕЙС САС (FR)

Выпускное сопло для газообразных продуктов сгорания ракетного двигателя содержит неподвижную часть, подвижную часть, продолжающую неподвижную часть, а также уплотнительное устройство. Подвижная часть выполнена в виде створок, расположена на выходе неподвижной части и образует удлинение сопла. Уплотнительное устройство расположено между неподвижной частью и подвижной частью и выполнено в виде мягкой мембраны, выдерживающей локальную температуру газообразных продуктов сгорания на выходе сопла и соединяющей конец неподвижной части с бортиком створок, образующих подвижную часть. Мягкая мембрана образует кольцевой патрубок. Уплотнительное устройство оснащено средствами нагнетания отработавших газов турбины турбонасоса на уровне мягкой мембраны между неподвижной частью и подвижной частью, продолжающей указанное сопло. Другие изобретения группы относятся к ракетному двигателю, содержащему указанное выпускное сопло, а также к летательному аппарату, содержащему такой ракетный двигатель. Группа изобретений ...

Подробнее
Номер записи: 68
20-09-2014 дата публикации

СТЕНД ДЛЯ ИСПЫТАНИЯ СОПЛА

Номер: RU2528467C2
Автор: Куренский Алексей Владимирович (RU), Грибиниченко Матвей Валерьевич (RU), Фершалов Юрий Яковлевич (RU), Сазонов Тимофей Викторович (RU)
Принадлежит: Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Дальневосточный федеральный университет" (ДВФУ) (RU)

Изобретение относится к технике, связанной с испытанием сопл, и может быть использовано при проведении модельных испытаний. Устройство содержит подводящий трубопровод, соединенный с ресивером, выполненным с возможностью разъемного соединения с испытываемым соплом в двух взаимно перпендикулярных плоскостях посредством съемных фланцевых накладок и с возможностью опирания измерительными средствами на корпус ресивера, в котором подводящий трубопровод снабжен упругой вставкой. Кроме того, ресивер снабжен отверстиями, одно из которых выполнено в его торце, а другое на его боковой поверхности, причем горловины отверстий имеют одинаковые сечения и снабжены съемными фланцевыми накладками, выполненными с возможностью крепления в них испытываемого сопла в двух взаимно перпендикулярных направлениях. При этом в качестве измерительных средств используют однокомпонентные датчики силы, закрепленные на корпусе ресивера, измерительные штанги которых размещены в трех взаимно перпендикулярных направлениях, ...

Подробнее
Номер записи: 69
16-04-2021 дата публикации

Способ организации рабочего процесса жидкостного ракетного двигателя малой тяги

Номер: RU2746593C2
Автор: Кутуев Рашит Хурматович (RU)
Принадлежит: Акционерное общество "НАУЧНО-ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ИНСТИТУТ МАШИНОСТРОЕНИЯ" (АО "НИИМаш") (RU)

Изобретение относится к ракетным двигателям малой тяги. В способе организации рабочего процесса жидкостного ракетного двигателя малой тяги, заключающемся в подаче самовоспламеняющихся компонентов топлива в камеру посредством струйных форсунок, получении пелен горючего и окислителя с последующим смесеобразованием и воспламенением в предкамере, сжиганием в камере сгорания, согласно изобретению струи компонентов топлива преобразуют в пелены под действием центробежных сил и направляют вдоль приосевой области предкамеры и камеры сгорания. В предпочтительном варианте струи компонентов топлива преобразуют в пелены в вихревых камерах прямоугольного сечения. Кроме того, пелены горючего и окислителя на выходе из смесительных экранов имеют одинаковую толщину и ширину. Изобретение обеспечивает повышение эффективности рабочего процесса жидкостного ракетного двигателя малой тяги на самовоспламеняющихся компонентах топлива и повышение его коэффициента удельного импульса тяги. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Подробнее
Номер записи: 70
20-06-2012 дата публикации

ВКЛАДНОЙ ТВЕРДОТОПЛИВНЫЙ ЗАРЯД ТОРЦЕВОГО ГОРЕНИЯ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ

Номер: RU2453721C2
Автор: Бреус Сергей Федорович (RU), Тарасова Маргарита Семеновна (RU), Лейкин Сергей Александрович (RU), Балабанов Геннадий Константинович (RU), Глухарев Николай Иванович (RU), Пашин Владимир Иванович (RU)
Принадлежит: Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" (RU)

Изобретение относится к вкладному заряду торцевого горения ракетного двигателя и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении зарядов из твердого топлива к ракетным двигателям. Вкладной твердотопливный заряд торцевого горения ракетного двигателя, бронированный по боковой поверхности и переднему торцу, содержит резинометаллическую тарель и не менее трех сухарей круглой формы. Тарель включает стальной диск и хвостовик с центральным сквозным отверстием, расположенный со стороны переднего торца заряда. Сухари равномерно установлены вокруг центрального сквозного отверстия хвостовика, с зазором между тарелью и топливным элементом, через который производится бронирование заряда. Сухари выполнены из материала того же состава, что и бронирующее покрытие, а стальной диск снабжен пальцем. Изобретение позволяет упростить изготовление заряда твердого топлива и повысить его надежность. 2 ил.

Подробнее
Номер записи: 71
29-01-2018 дата публикации

РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ В СБОРЕ

Номер: RU2642938C2
Автор: ЛЕ БУАР Гаэль (FR), КОНРАРДИ Жан-Мари (FR), БАРТУЛО Жан-Люк (FR)
Принадлежит: СНЕКМА (FR)

Изобретение относится к жидкостным ракетным двигателям. Ракетный двигатель в сборе (5), включающий в себя бак (30B) для жидкого кислорода, двигатель (10), имеющий камеру сгорания (12), и «нагреватель» теплообменник (46) для превращения в пар жидкого кислорода. Ракетный двигатель в сборе имеет контур паров кислорода (60) для направления паров кислорода с помощью нагревателя в камеру сгорания или в бак. При направлении паров кислорода в камеру сгорания двигатель развивает малую тягу. Изобретение обеспечивает работу двигателя на большой и малой тяге, избегая появления колебательных явлений в системе подачи горючего. 11 з.п. ф-лы, 4 ил.

Подробнее
Номер записи: 72
16-03-2017 дата публикации

Ракетный двигатель твёрдого топлива управляемого снаряда

Номер: RU2613351C1
Автор: Замарахин Василий Анатольевич (RU), Палайчев Андрей Анатольевич (RU), Колотилин Владимир Иванович (RU)
Принадлежит: Акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" (RU)

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при разработках ракетных двигателей твердого топлива, преимущественно для управляемых снарядов, выстреливаемых из ствола артиллерийского орудия. Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус с осевой трубкой, воспламенитель с форсажной камерой, снабженной расходными отверстиями, а также частично забронированный по наружной поверхности вкладной заряд твердого топлива с центральным каналом. Заряд твердого топлива опирается на форсажную камеру и установлен в корпусе двигателя на уплотнительном кольце с радиальными зазорами относительно корпуса и осевой трубки. Радиальный зазор между корпусом и наружной забронированной поверхностью заряда твердого топлива выполнен меньше радиального зазора между центральным каналом заряда твердого топлива и осевой трубкой. На форсажной камере со стороны опорного торца заряда твердого топлива выполнены радиальные пазы, проходящие через расходные отверстия и сообщающие полость, образованную ...

Подробнее
Номер записи: 73
20-06-2010 дата публикации

СПОСОБ ИЗГОТОВЛЕНИЯ ТРАКТА ОХЛАЖДЕНИЯ ТЕПЛОНАПРЯЖЕННЫХ КОНСТРУКЦИЙ

Номер: RU2392479C1
Автор: Горохов Виктор Дмитриевич (RU), Черниченко Владимир Викторович (RU), Черниченко Виктор Владимирович (RU), Стогней Владимир Григорьевич (RU)
Принадлежит: Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Воронежский государственный технический университет" (RU)

Изобретение относится к области теплоэнергетики, а именно - к теплообменным аппаратам, и может быть использовано при создании охлаждаемых конструкций с большими удельными тепловыми потоками. Способ изготовления тракта охлаждения теплонапряженных конструкций, заключающийся в получении токарной обработкой внутренней и наружной оболочек, выполнении ребер на внешней поверхности внутренней оболочки и последующем соединении внутренней и внешней оболочек по вершинам ребер, например, при помощи пайки, с образованием каналов охлаждения. При фрезеровании пазов на наружной поверхности внутренней оболочки между ребрами оставляют перемычки, наружный профиль которых соответствует профилю оболочки, а в указанных перемычках выполняют сквозные осевые каналы для подачи охладителя. Для повышения устойчивости оболочек перемычки выполняют таким образом, что вершины двух смежных ребер оказываются соединенными между собой с образованием единой кольцевой поверхности, перемычки выполняют на разном расстоянии от ...

Подробнее
Номер записи: 74
10-08-2010 дата публикации

ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

Номер: RU2396453C1
Автор: Горохов Виктор Дмитриевич (RU), Вовчаренко Константин Иванович (RU), Орлов Вадим Александрович (RU), Шостак Александр Викторович (RU), Ефимочкин Александр Фролович (RU), Липлявый Игорь Васильевич (RU), Рачук Владимир Сергеевич (RU), Гарбера Станислав Николаевич (RU)
Принадлежит: Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" (RU)

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения. Жидкостный ракетный двигатель, содержащий насос окислителя, насос горючего, турбину, приводящую в действие насосы, камеру с охлаждающим трактом, выход из которого сообщен с входом в турбину, систему управления и контроля работы двигателя, согласно изобретению вход в охлаждающий тракт сообщен с выходом из насоса окислителя, а на выходе из охлаждающего тракта камеры установлен датчик температуры, который функционально соединен с системой управления и контроля работы двигателя. Охлаждающий тракт камеры, контактирующий с окислителем, выполнен из медных сплавов. На входе в охлаждающий тракт камеры установлен фильтр из медных сплавов. Изобретение обеспечивает упрощение конструкции, снижение стоимости эксплуатации, а также расширение номенклатуры применяемых топлив. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Подробнее
Номер записи: 75
10-05-2010 дата публикации

СПОСОБ СЕПАРАЦИИ СМЕСИ ЖИДКОЙ И ГАЗООБРАЗНОЙ ФАЗ КОМПОНЕНТА ТОПЛИВА ЖРД И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО РЕАЛИЗАЦИИ

Номер: RU2388922C1
Автор: Максимов Владимир Алексеевич (RU), Рачук Владимир Сергеевич (RU), Титков Николай Евгеньевич (RU), Липлявый Игорь Васильевич (RU)
Принадлежит: Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" (RU)

Изобретение относится к области ракетостроения и может быть использовано при создании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) для ракет-носителей (РН). В способе сепарации смеси жидкой и газообразной фаз компонентов топлива в невесомости, основанном на придании смеси ускорения, согласно изобретению импульс ускорения создают за счет сжигания компонентов топлива в запальном устройстве (ЗУ) и подачи его продуктов сгорания в сопло камеры, а отключение запального устройства осуществляют после получения смесью в баке РН необходимого импульса, причем подачу продуктов сгорания в сопло камеры сгорания осуществляют совместно с их балластировкой, например, горючим, которое, предварительно, пропускают через охлаждающий тракт камеры. Предлагаемый способ реализован в ЖРД, содержащем камеру сгорания с ЗУ, сопло, турбонасосный агрегат, агрегаты автоматики и управления, который согласно изобретению снабжен дополнительной магистралью с клапаном для балластировки продуктов сгорания ЗУ, соединяющей выход охлаждающего ...

Подробнее
Номер записи: 76
27-07-2010 дата публикации

ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ

Номер: RU2395706C1
Автор: Пиунов Валерий Юрьевич (RU), Константинов Рюрий Иванович (RU), Фабрин Юрий Николаевич (RU), Смирнов Игорь Александрович (RU), Холопова Ирина Юрьевна (RU)
Принадлежит: Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" (ФГУП "ГКНПЦ им. М.В. Хруничева") (RU)

Изобретение относится к конструкциям бесконтактных уплотнений по валу быстроходных турбонасосных агрегатов (ТНА) и может быть использовано в специальном энергомашиностроении, например для ракетной техники. Турбонасосный агрегат, включающий газовую турбину, центробежный насос и разделительное устройство между ними, содержащее уплотнение между турбиной и насосом по валу, щелевое уплотнение по валу, отделяющее полость уплотнения от полости сброса утечек на вход в центробежное колесо, и щелевое уплотнение центробежного колеса, согласно изобретению полость уплотнения между турбиной и насосом по валу до щелевого уплотнения по валу сообщена с полостью центробежного колеса диффузорными винтовыми каналами, выполненными в разделительном устройстве на высоте наружного диаметра колеса. Изобретение обеспечивает повышение КПД насоса и надежность ТНА. 3 ил.

Подробнее
Номер записи: 77
10-03-2010 дата публикации

СПОСОБ СНИЖЕНИЯ ВОЗДЕЙСТВИЯ ПАРАМЕТРОВ УДАРНОЙ ВОЛНЫ И СМЕШАННОГО ПАРОГАЗОВОГО ПОТОКА В КАМЕРЕ ЛОКАЛИЗАЦИИ, ОХЛАЖДЕНИЯ И НЕЙТРАЛИЗАЦИИ И ГАЗОПРИЕМНИКЕ, ВКЛЮЧАЮЩЕМ ГАЗОХОД, ПРИ ЛИКВИДАЦИИ ЗАРЯДА РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ НА ТВЕРДОМ ТОПЛИВЕ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ

Номер: RU2383765C1
Автор: Шайхутдинов Рашид Вагизович (RU)
Принадлежит: Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" (RU)

Способ снижения воздействия параметров ударной волны и смешанного парогазового потока в камере локализации, охлаждения и нейтрализации и газоприемнике, включающем газоход, при ликвидации заряда ракетного двигателя на твердом топливе включает контроль и управление тепловыми режимами истечения продуктов сгорания. При этом используют газоприемник, включающий два отсека, соединенные между собой проемом и образующие лабиринт. При прохождении ударной волны и смешанного парогазового потока через газоприемник осуществляют дополнительное охлаждение смешанного парогазового потока хладагентом: водой или нейтрализующим раствором через распределительный кольцевой коллектор с распыливающими форсунками до температуры не более 60°С. Другое изобретение группы относится к газоприемнику, включающему газоход и систему водоподготовки и два отсека, соединенные между собой проемом. Проем, соединяющий два отсека, составляет 1/4 часть длины окружности отсека. Для улучшения условий вхождения смешанного парогазового ...

Подробнее
Номер записи: 78
20-09-2010 дата публикации

КОНСТРУКЦИЯ ПОДКРЕПЛЕНИЯ ТВЕРДОТОПЛИВНОГО ЗАРЯДА В РАКЕТНОМ ДВИГАТЕЛЕ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА

Номер: RU2399782C1
Автор: Остапенко Александр Владимирович (RU), Момотов Михаил Андреевич (RU), Сахабудинов Роман Владиславович (RU), Сизов Игорь Михайлович (RU), Осяев Олег Геннадьевич (RU), Татурин Юрий Александрович (RU)
Принадлежит: Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Ростовский военный институт ракетных войск имени Главного маршала артиллерии М.И. Неделина" (RU)

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано в ракетно-космической промышленности для защиты твердотопливного заряда. Конструкция подкрепления твердотопливного заряда в ракетном двигателе твердого топлива состоит из вертикальных пластин с поперечной арматурой, расположенных вдоль камеры сгорания двигателя. Вертикальные пластины изготовлены из алюминиево-магниевого сплава и обеспечивают защиту твердотопливного заряда от деформации при длительных статических нагрузках. Изобретение позволяет обеспечить снижение статических нагрузок, действующих на конструкцию ракетного двигателя в процессе длительной эксплуатации, без существенного влияния на тактико-технические характеристики ракет стратегического назначения. 2 ил.

Подробнее
Номер записи: 79
20-08-1999 дата публикации

РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА

Номер: RU2134814C1
Автор: Лянгузов С.В., Огнев С.В., Гапаненко В.И., Тодощенко А.И., Соколовский М.И.
Принадлежит: Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра"

Двигатель предназначен для использования в ракетной технике многоразового включения с отсечкой тяги. Он содержит корпус (1), сопло (29), заряд (2), устройство воспламенения (27), узел гидрогашения, дифференциальный поршень (4), зафиксированный замком фиксации. В двигателе присутствует жидкий охладитель (7), находящийся в подпоршневой полости (5) стакана (3). Дифференциальный поршень имеет каналы (8), сообщающие подпоршневую полость с полостью корпуса 1. На поршне с возможностью вращения относительно его продольной оси установлена обойма (9) с отверстиями (10), расположенными напротив каналов 8. Обойма снабжена элементами (13) и (14), контактирующими в крайних положениях дифференциального поршня (4) с направляющими (11) и (12) выполненными на стакане. Подпоршневая полость сообщается через обратный клапан (16) с баком (17) жидкого охладителя. Замок фиксации снабжен возвратными элементами (19). Создание двигателя с одним многоразовым узлом гидрогашения, автоматически возвращающимся в исходное ...

Подробнее
Номер записи: 80
27-08-1999 дата публикации

РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА

Номер: RU2135812C1
Автор: Сурначев А.Ф., Соколов Г.Ф., Филимонов Г.Д., Махонин В.В., Морозов В.Д.
Принадлежит: Конструкторское бюро приборостроения

Двигатель предназначен для создания безопасных условий старта ракеты. Он содержит сопловую мембрану, образованную набором эквидистантных тонкостенных чашек с отбортовкой, выполненных из фольги. Высота отбортовки чашки составляет величину, защищаемую изобретением. На отбортовке равномерно по окружности выполнены зигзагообразные продольные гофры, а между днищами чашек размещены антиадгезионные слои. Конструкция двигателя обеспечивает надежное дробление мембраны на части малой массы с большой парусностью и обеспечивает безопасность пуска ракет с направляющих самолета. 1 з.п.ф-лы, 2 ил.

Подробнее
Номер записи: 81
27-08-1999 дата публикации

СИСТЕМА ПОДАЧИ ТОПЛИВА ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКИ КОСМИЧЕСКОГО ОРБИТАЛЬНОГО КОМПЛЕКСА

Номер: RU2135808C1
Автор: Гореликов В.И., Челяев В.Ф., Соболев В.М.
Принадлежит: Акционерное общество открытого типа "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им.С.П.Королева"

Система подачи топлива предназначена для проектирования и эксплуатации в реактивных двигательных установках космических аппаратов. Система содержит автономные подсистемы и системы дозаправки топлива, которые содержат баки горючего и окислителя. В системе дозаправки топлива гидравлические полости топливных баков соединены с одной из автономных подсистем через узлы стыковки гидромагистралями перекачки топлива, подключенными через пускоотсечные клапаны к магистралям подачи топлива от баков в коллекторы. Система снабжена дополнительными магистралями перекачки топлива с пускоотсечными клапанами, связывающими магистрали подачи топлива другой подсистемы с гидромагистралями перекачки топлива. Причем дополнительные магистрали перекачки топлива с одной стороны подключены к магистралям подачи топлива перед пускоотсечными клапанами, установленными на входах в коллекторы, и с другой стороны подключены к гидромагистралям перекачки топлива между узлами стыковки гидромагистралей и пускоотсечными клапанами ...

Подробнее
Номер записи: 82
20-03-1999 дата публикации

УСТРОЙСТВО ВОСПЛАМЕНЕНИЯ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ

Номер: RU2127821C1
Автор: Соколовский М.И., Лянгузов С.В., Тодощенко А.И., Гапаненко В.И.
Принадлежит: Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра"

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании устройств, обеспечивающих воспламенение ракетного топлива и выход двигателя на режим номинальной тяги. В устройстве воспламенения ракетного двигателя, содержащем размещенную за пределами его камеры сгорания 4 пусковую камеру 1 с воспламенительным составом 2 и средствами инициирования 3, сообщенную с камерой сгорания 4 посредством форсажной трубки 5, имеющей насадок 7, пусковая камера 1 закреплена на расположенном в раструбе сопла 9 ракетного двигателя ресивера 10, газосвязанном с камерой сгорания 4 и имеющем расходные отверстия 12. Между ресивером 10 и соплом 9 ракетного двигателя в районе его критического сечения выполнен уплотнительный узел. Геометрия совокупности расходных отверстий 12 в ресивере 10 и насадка 7 форсажной трубки 5 выполнена из условия обеспечения регламентированной газодинамической компенсации выталкивающей ресивер 10 силы при запуске ракетного двигателя реактивными силами истечения продуктов ...

Подробнее
Номер записи: 83
20-07-2009 дата публикации

ЗАРЯД ТВЕРДОГО РАКЕТНОГО ТОПЛИВА

Номер: RU2362035C1
Автор: Александров Михаил Зиновьевич (RU), Козьяков Алексей Васильевич (RU), Кислицын Алексей Анатольевич (RU), Никитин Василий Тихонович (RU), Кириллов Владимир Александрович (RU), Молчанов Владимир Федорович (RU)
Принадлежит: Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" (RU)

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении зарядов ТРТ для газогенераторов и ракетных двигателей. Заряд твердого ракетного топлива выполнен в виде конически-цилиндрической шашки твердого ракетного топлива со сквозным осесиметричным каналом и частично бронированными наружными поверхностями, причем торец шашки со стороны цилиндрического участка забронирован. Шашка выполнена с учетом соотношений, защищаемых настоящим изобретением. Шашка, в предпочтительном варианте выполнения заряда, выполнена из баллиститного ракетного топлива, а бронепокрытие - из материала на основе ацетилцеллюлозы. Изобретение позволяет повысить эксплуатационную эффективность, а также надежность заряда. 2 з.п. ф-лы, 5 ил.

Подробнее
Номер записи: 84
27-08-2003 дата публикации

РАЗГОННАЯ ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА

Номер: RU2211358C1
Автор: Лянгузов С.В., Каримов В.З., Зыков Г.А., Соколовский М.И., Иоффе Е.И., Шляпин Я.К., Соколов П.М., Кремлев А.Н.
Принадлежит: Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра"

Разгонная двигательная установка установлена в герметичном канале прямоточного воздушно-реактивного двигателя летательного аппарата и снабжена хвостовым обтюрирующим отсеком, сопрягаемым с соплом прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Разгонная двигательная установка может содержать связанный с хвостовым обтюрирующим отсеком кожух, имеющий в передней части окна. Сопло разгонной двигательной установки расположено внутри хвостового обтюрирующего отсека, на срезе которого установлена сопловая заглушка разгонной двигательной установки. Разгонная двигательная установка снабжена компенсатором перепада давлений, который выполнен в виде клапана автономного наддува или (и) в виде штуцера. Клапан автономного наддува установлен на сопловой заглушке разгонной двигательной установки. Штуцер установлен на хвостовом обтюрирующем отсеке и сообщает внутреннюю полость разгонной двигательной установки с каналом прямоточного воздушно-реактивного двигателя летательного аппарата. Изобретение позволит уменьшить ...

Подробнее
Номер записи: 85
11-04-2017 дата публикации

Ракетный двигатель малой тяги (РДМТ) с многокаскадной камерой сгорания на газообразных водороде и кислороде

Номер: RU2615883C1
Автор: Рыжков Владимир Васильевич (RU), Градов Виталий Николаевич (RU)
Принадлежит: федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королева (национальный исследовательский университет)" (СГАУ) (RU)

Изобретение относится к ракетным двигателям малой тяги. Двигатель содержит свечу зажигания поверхностного разряда 1, разрядную полость 2 свечи зажигания, диафрагму 3, каналы 4, соединяющие разрядную полость 2 свечи зажигания и ступень воспламенения устройства 5 (вторую ступень), первую ступень 6 двигателя с каналами 7 подачи водорода, вторую ступень 5 с каналами 8 подачи кислорода, третью ступень 9 с каналами 10 подачи водорода, четвертую ступень 11 с каналами 12 подачи кислорода и с каналами 13 для подачи кислорода в четвертую ступень 11 с целью охлаждения стенок камеры сгорания, образованной ступенями двигателя, и дозвуковой части сопла 14. Изобретение обеспечивает повышение надежности и стабильности воспламенения, смешения и горения газообразных водорода и кислорода в ракетных двигателях малой тяги. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

Подробнее
Номер записи: 86
04-10-2017 дата публикации

Подвесной шарнир поворотного сопла из композиционных материалов и способ его изготовления

Номер: RU2632393C1
Автор: Мерзляков Вячеслав Викторович (RU), Кульков Александр Алексеевич (RU), Евгеньев Алексей Майевич (RU), Пашутов Аркадий Витальевич (RU), Бондаренко Сергей Александрович (RU), Петрусёв Виктор Иванович (RU), Норкин Николай Степанович (RU), Барынин Вячеслав Александрович (RU)
Принадлежит: Акционерное общество Центральный научно-исследовательский институт специального машиностроения (RU)

Изобретение относится к области машиностроения, в частности к упругим элементам конструкций для соединения пространственно подвижных звеньев, например поворотных сопел. Подвесной шарнир содержит упругую часть (1) с элементами закрепления (2, 3). В нем упругая часть (1) выполнена из плетеных (4) и намоточных (5) нитяных слоев с плотным их размещением, сформированных вокруг элементов закрепления (2, 3). Элементы закрепления (2, 3) выполнены с включением в их конструкцию силовых колец с перегибом вокруг них тех же нитей упругой части (1). Также заявлен способ изготовления упомянутого подвесного шарнира поворотного сопла, заключающийся в выполнении последовательно проводимых сборочных и намоточных операций. При его проведении предварительно изготавливают конструктивно-технологический каркас шарнира из плетеных (4) и намоточных (5) нитей с использованием металлических колец (6, 7) в зонах оформления элементов закрепления с последующей его кольцевой прошивкой и пропиткой силиконом. Технический ...

Подробнее
Номер записи: 87
24-07-2017 дата публикации

Ракетный двигатель малой тяги на газообразных водороде и кислороде с центробежной и струйными форсунками

Номер: RU2626189C1
Автор: Рыжков Владимир Васильевич (RU), Градов Виталий Николаевич (RU)
Принадлежит: федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королева" (RU)

Изобретение относится к области ракетных двигателей малой тяги (РДМТ). Ракетный двигатель малой тяги, состоящий из головки двигателя, свечи зажигания топлива, системы подачи компонентов топлива в зону электроискрового разряда и в камеру сгорания с внутренним охлаждением, при этом в камере сгорания установлены центробежная форсунка водорода и не менее шести периферийных струйных форсунок кислорода с возможностью активного взаимодействия потока водорода и струй кислорода, при этом форсунки расположены равномерно по окружности на поверхности головки, и оси которых направлены под углом 35°-45° к оси двигателя. Изобретение обеспечивает увеличение полноты сгорания газообразных водорода и кислорода и надежности работы двигателя. 1 ил.

Подробнее
Номер записи: 88
05-07-2017 дата публикации

Раздвижное сопло ракетного двигателя

Номер: RU2624683C1
Автор: Ковалев Андрей Геннадьевич (RU), Кремлев Алексей Николаевич (RU), Бондаренко Сергей Александрович (RU), Болев Алексей Владимирович (RU), Федулов Владимир Сергеевич (RU)
Принадлежит: Публичное акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" (RU)

Изобретение относится к области ракетостроения и может быть использовано при разработке и изготовлении ракетных двигателей с соплами большой степени расширения для верхних ступеней ракет и космических аппаратов. Раздвижное сопло ракетного двигателя содержит стационарный раструб и сдвигаемые насадки, цилиндрические оболочки внутри каждого насадка, кольцевой выступ на наружной поверхности и установленное на законцовке подвижное фиксирующее кольцо. Каждая цилиндрическая оболочка состыкована со сдвигаемым насадком по цилиндрической поверхности со стороны меньшего диаметра и имеет в зоне стыковки меридиональные разрезы. Внутренний диаметр цилиндрической поверхности насадка равен и внутреннему диаметру цилиндрической оболочки. На внутренней поверхности насадка, в зоне перехода цилиндрической поверхности в коническую, выполнена кольцевая проточка, в которой размещена законцовка цилиндрической оболочки с кольцевым выступом. Ширина проточки от начала конической поверхности насадка выполнена таким ...

Подробнее
Номер записи: 89
20-08-2010 дата публикации

СОПЛО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Номер: RU2397357C1
Автор: Соломонов Юрий Семенович (RU), Васильева Наталья Александровна (RU), Громов Борис Васильевич (RU), Черепов Владимир Иванович (RU), Лобанов Олег Александрович (RU)
Принадлежит: Федеральное государственное унитарное предприятие "Московский институт теплотехники" (RU), Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации (RU)

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при создании сопел летательных аппаратов. Сопло летательного аппарата содержит раструб и заглушку, скрепленную со стенками раструба и имеющую кольцевой паз. Заглушка выполнена из быстро сгорающего материала, преимущественно пенопласта, в форме дисковой пластины, установлена внутрь раструба заподлицо с его срезом эквидистантно внутренней поверхности раструба. На наружной боковой поверхности заглушки выполнена радиальная кольцевая проточка. На торцевой поверхности заглушки, расположенной внутри раструба напротив радиальной кольцевой проточки, выполнен кольцевой паз. Заглушка скреплена с внутренней поверхностью раструба органической связкой, нанесенной на часть наружной боковой поверхности заглушки до кольцевой проточки со стороны меньшего диаметра заглушки. Изобретение позволяет обеспечить защиту внутренней полости сопла от воздействия внешних факторов, в частности от давления, превышающего давление вылета заглушки ...

Подробнее
Номер записи: 90
20-02-2010 дата публикации

ТРЕХКОМПОНЕНТНЫЙ ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ И СПОСОБ ЕГО РАБОТЫ

Номер: RU2382223C1
Автор: Болотин Николай Борисович (RU), Варламов Сергей Евгеньевич (RU)
Принадлежит: Болотин Николай Борисович (RU), Варламов Сергей Евгеньевич (RU)

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к жидкостным ракетным двигателям, работающим на трех компонентах топлива: криогенном окислителе, на углеводородном горючем и на жидком водороде. В трехкомпонентном жидкостном ракетном двигателе, содержащем не менее одной камеры сгорания с реактивным соплом, имеющим систему регенеративного охлаждения, газогенератор, турбонасосный агрегат, содержащий турбину, газогенератор, насос окислителя и насосы горючего, согласно изобретению турбонасосный агрегат содержит два насоса горючего и два дополнительных насоса горючего, которые предназначены для работы на первом горючем и втором горючем, при этом насос второго горючего и дополнительный насос второго горючего установлены под насосом окислителя. После насосов горючего установлены первый и второй клапаны горючего, которые соединены электрической связью с устройством синхронизации их работы. Двигатель оборудован блоком управления, соединенным с устройством синхронизации. В способе работы трехкомпонентного ...

Подробнее
Номер записи: 91
20-12-2010 дата публикации

НАСОСНЫЙ АГРЕГАТ ЖРД

Номер: RU2406859C1
Автор: Каширин Анатолий Иванович (RU), Константинов Рюрий Иванович (RU), Позняк Михаил Иванович (RU), Пиунов Валерий Юрьевич (RU)
Принадлежит: Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" (ФГУП "ГКНПЦ им. М.В. Хруничева") (RU)

Изобретение относится к конструкции насосных агрегатов жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) и может быть использовано в авиационной и ракетной технике. Корпус редуктора 8 снабжен кожухом 15, охватывающим корпус редуктора и образующим с ним периферийную полость 16, в корпусе редуктора 8 выполнены отверстия 17 для выхода охлаждающей жидкости из внутренней полости редуктора 9 в периферийную полость 16, а сливной трубопровод 12 для удаления охлаждающей жидкости из полости 9 редуктора подсоединен своими концами к кожуху 15 редуктора и входному патрубку 18 бустерного насоса 1, гидравлически сообщая периферийную полость 16 редуктора и полость 19 входного патрубка 18 бустерного насоса. Такая организация охлаждения этого агрегата позволяет ему работать в режиме редуктора, а не в режиме шестеренчатого насоса при минимальном подогреве перекачиваемой жидкости. Как следствие этого повышается КПД редуктора, не изменяется всасывающая способность основного центробежного насоса и упрощается конструкция ...

Подробнее
Номер записи: 92
10-11-2010 дата публикации

РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА

Номер: RU2403428C1
Автор: Лянгузов Сергей Викторович (RU), Налобин Михаил Алексеевич (RU), Иоффе Ефим Исаакович (RU)
Принадлежит: Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" (RU)

Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус, выполненный из композиционного материала, сопло и узлы отсечки тяги, расположенные на переднем днище корпуса. Каждый узел отсечки тяги содержит размещенный под силовой оболочкой корпуса закладной фланец, перо которого закрыто внутренним теплозащитным покрытием корпуса, крепящийся к нему раструб сопла противотяги и заглушку с узлом герметизации, зафиксированную стопорным устройством, содержащим пиросредство и имеющим кулачки или шарики, расположенные в трапециевидной канавке раструба сопла противотяги. Кулачки или шарики зафиксированы в радиальном направлении блокиратором. Внутренний диаметр закладного фланца равен диаметру сквозного отверстия в днище корпуса и наружному диаметру заглушки. Раструб сопла противотяги крепится к закладному фланцу шпильками, болтами или винтами, проходящими насквозь через силовую оболочку корпуса. Радиус вершины пера закладного фланца превышает радиус окружности, описанной вокруг шпилек, не менее чем в 1,225 ...

Подробнее
Номер записи: 93
10-02-2010 дата публикации

ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА РАКЕТЫ

Номер: RU2381378C1
Автор: Опарин Юрий Афанасьевич (RU), Дресвянников Василий Иванович (RU)
Принадлежит: Открытое акционерное общество "Государственный ракетный центр имени академика В.П. Макеева" (RU)

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при проектировании первых ступеней ракет-носителей с многобаковыми топливными отсеками пакетной схемы. Двигательная установка содержит многобаковый топливный отсек и жидкостные ракетные двигатели, каждый из двигателей подсоединен трубопроводами питания к ближайшим бакам. Один из двигателей подсоединен трубопроводами питания через бустерные насосные агрегаты ко всем бакам. Изобретение позволяет синхронизировать выработку компонентов топлива из одноименных баков, не внося возмущающих моментов на ракету. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Подробнее
Номер записи: 94
27-05-2010 дата публикации

ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

Номер: RU2390648C1
Автор: Горохов Виктор Дмитриевич (RU), Стогней Владимир Григорьевич (RU), Черниченко Владимир Викторович (RU)
Принадлежит: Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Воронежский государственный технический университет" (RU)

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при создании безгенераторных жидкостных ракетных двигателей, работающих на криогенных компонентах, например кислороде и водороде. Жидкостный ракетный двигатель содержит кольцевую камеру со смесительной головкой и тарельчатым соплом внешнего расширения, профилированным центральным телом и кольцевым критическим сечением. Агрегаты управления и агрегаты питания, включающие турбонасосный агрегат с турбиной, расположены в полости профилированного центрального тела. Профилированное центральное тело выполнено состоящим из нескольких частей, при этом, по крайней мере, одна часть профилированного центрального тела выполнена с возможностью радиального осесимметричного вращения вокруг продольной оси профилированного центрального тела и кинематически связана с агрегатами питания, а на ее внешней поверхности установлены лопатки для придания ей вращательного движения. Изобретение обеспечивает повышение удельного импульса ...

Подробнее
Номер записи: 95
20-04-2010 дата публикации

РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА

Номер: RU2386843C1
Автор: Палайчев Андрей Анатольевич (RU), Коликов Владимир Анатольевич (RU), Портнов Сергей Евгеньевич (RU), Замарахин Василий Анатольевич (RU), Шатрова Эмилия Алексеевна (RU)
Принадлежит: Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" (RU)

Изобретение относится к области ракетной техники и может найти применение в ракетных двигателях управляемых и неуправляемых ракет. Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус с теплозащитным покрытием, днища, сопла в пирамидальных выступах, частично бронированный заряд твердого топлива с обниженным цилиндрическим участком и уплотнительное кольцо между зарядом и корпусом. Заряд выполнен с небронированными плоскими торцами. На наружной поверхности обниженного цилиндрического участка заряда со стороны переднего днища напротив пирамидальных выступов эквидистантно одной из их граней сформированы не защищенные бронепокрытием наклонные площадки. Пирамидальные выступы закреплены на кольцевом утолщении, выполненном над обниженной цилиндрической частью заряда на внутренней поверхности корпуса. Уплотнительное кольцо установлено между корпусом и зарядом с радиальными зазорами, а теплозащитное покрытие нанесено на внутреннюю поверхность корпуса между кольцевым утолщением корпуса и задним днищем ...

Подробнее
Номер записи: 96
10-11-2002 дата публикации

ЗАРЯД ТВЕРДОГО ТОПЛИВА

Номер: RU26083U1
Автор: Демешкин Н.Е., Аликин В.Н., Федченко Н.Н., Божья-Воля Н.С., Полетаев Д.В., Бачинская Л.А., Кузьмицкий Г.Э.
Принадлежит: Федеральное государственное унитарное предприятие "Пермский завод им. С.М. Кирова"

Вкладной заряд твердого топлива для активно-реактивного выстрела со сложной перфорацией канала, имеющий бронирующий слой на наружной поверхности заряда и торцах, с приклеенными алюминиевыми дисками с центральными отверстиями, соответствующими форме поперечного сечения канала заряда, выходящего на торец, отличающийся тем, что внутренняя поверхность канала заряда имеет бронирующий слой. (19) RU (11) 26 083 (13) U1 (51) МПК F02K 9/10 (2000.01) РОССИЙСКОЕ АГЕНТСТВО ПО ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ (12) ОПИСАНИЕ ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К СВИДЕТЕЛЬСТВУ (21), (22) Заявка: 2002111789/20 , 06.05.2002 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 06.05.2002 (46) Опубликовано: 10.11.2002 (73) Патентообладатель(и): Федеральное государственное унитарное предприятие "Пермский завод им. С.М. Кирова" U 1 2 6 0 8 3 R U (57) Формула полезной модели Вкладной заряд твердого топлива для активно-реактивного выстрела со сложной перфорацией канала, имеющий бронирующий слой на наружной поверхности заряда и торцах, с приклеенными алюминиевыми дисками с центральными отверстиями, соответствующими форме поперечного сечения канала заряда, выходящего на торец, отличающийся тем, что внутренняя поверхность канала заряда имеет бронирующий слой. Ñòðàíèöà: 1 U 1 (54) ЗАРЯД ТВЕРДОГО ТОПЛИВА 2 6 0 8 3 (72) Автор(ы): Аликин В.Н., Бачинская Л.А., Божья-Воля Н.С., Демешкин Н.Е., Кузьмицкий Г.Э., Полетаев Д.В., Федченко Н.Н. R U Адрес для переписки: 614113, г.Пермь, ул. Гальперина, 11, ФГУП "Пермский завод им. С.М.Кирова" (71) Заявитель(и): Федеральное государственное унитарное предприятие "Пермский завод им. С.М. Кирова" RU 26 083 U1 RU 26 083 U1 RU 26 083 U1 RU 26 083 U1 RU 26 083 U1

Подробнее
Номер записи: 97
10-01-2016 дата публикации

ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ БЕЗ ДОЖИГАНИЯ ГЕНЕРАТОРНОГО ГАЗА

Номер: RU158449U1
Автор: Воронков Александр Федорович (RU), Лихванцев Анатолий Андреевич (RU), Прокофьев Вячеслав Геннадьевич (RU)
Принадлежит: Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко" (RU)

Жидкостный ракетный двигатель без дожигания генераторного газа, содержащий камеру двигателя, турбонасосную систему подачи компонентов топлива, восстановительный двухкомпонентный газогенератор (ЖГГ), газификатор, бустерные насосные агрегаты, установленные на входе основных насосов горючего и окислителя, систему запуска двигателя, предназначенную для обеспечения воспламенения компонентов в газогенераторе, камере и газификаторе, и систему регулирования двигателя, отличающийся тем, что в схеме двигателя применены два турбонасосных агрегата: турбонасосный агрегат горючего и турбонасосный агрегат окислителя, причем в турбонасосном агрегате горючего установлен дополнительный насос второго горючего, предназначенного для питания ЖГГ, система запуска газификатора включает в себя ампулу с пусковым горючим, выход из которой соединен с камерой смешения газификатора, которая также соединена с выходом насоса жидкого кислорода, а также включает два лазерных устройства (ЛЗУ), установленных в камере сгорания двигателя и в ЖГГ, кроме того, в систему запуска входят две пиромембраны, установленные на входных магистралях двигателя горючего и окислителя, и пироклапан, установленный во входной магистрали дополнительного насоса аммиака, при этом на основных магистралях двигателя установлены нормально-открытые пироклапаны, а в системе регулирования ЖГГ установлены регулятор тяги и регулятор соотношения компонентов, которые управляются одним электроприводом. РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ (19) RU (11) (51) МПК F02K 9/48 (13) 158 449 U1 (2006.01) ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ (12) ОПИСАНИЕ (21)(22) Заявка: ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К ПАТЕНТУ 2014154263/06, 31.12.2014 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 31.12.2014 (73) Патентообладатель(и): Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко" (RU) (45) Опубликовано: 10.01.2016 Бюл. № 1 1 5 8 4 4 9 R U Формула полезной модели Жидкостный ракетный двигатель без дожигания генераторного газа, содержащий камеру ...

Подробнее
Номер записи: 98
10-12-1999 дата публикации

РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

Номер: RU2142570C1
Автор: Нурмухаметов И.Р.
Принадлежит: Нурмухаметов Искандер Рифович

Изобретение относится к области аэрокосмической техники, а именно к ракетным реактивным двигателям твердого топлива. Технический результат, заключающийся в повышении удельного импульса тяги двигателя, увеличении мощности и упрощении конструкции, достигается за счет того, что в реактивном двигателе, имеющем корпус, камеру сгорания с твердотопливным зарядом и сопло, твердотопливный заряд выполнен в форме топливной шашки, центральная камера сгорания сформирована в топливной шашке в виде конусного углубления в ней, а вокруг центральной камеры сформированы дополнительные камеры сгорания, расположенные в торцевой части топливной шашки. 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

Подробнее
Номер записи: 99
20-04-1999 дата публикации

КИСЛОРОДНО-ВОДОРОДНЫЙ ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

Номер: RU2129222C1
Автор: Горохов В.Д., Гончаров Н.С., Дмитренко А.И.
Принадлежит: Конструкторское бюро химавтоматики

Двигатель предназначен для использования в области ракетостроения. Он содержит камеру, газогенератор, основной и вспомогательный турбонасосные агрегаты, кислородный и водородный бустерные насосные агрегаты. Основной турбонасосный агрегат содержит установленные на общем валу главный кислородный насос, дополнительный кислородный насос, водородный насос и турбину. Вспомогательный турбонасосный агрегат содержит установленные на общем валу водородный насос и турбину. Главный кислородный насос соединен трубопроводом с головкой камеры. Дополнительный насос своим выходом соединен трубопроводами с головкой газогенератора и со входом гидравлической турбины кислородного бустерного насосного агрегата. Выход водородного насоса основного турбонасосного агрегата соединен с головкой газогенератора. Входы и выходы турбин основного и вспомогательного агрегатов соединены трубопроводами соответственно с выходом газогенератора и с головкой камеры. Выходы насосов кислородного и водородного бустерных насосных ...

Подробнее
Номер записи: 100
16-03-1996 дата публикации

УЛЬТРАЗВУКОВОЙ ДЕФЕКТОСКОП ДЛЯ КОНТРОЛЯ СПЛОШНОСТИ

Номер: RU0000001880U1
Автор: Афонин В.А., Большаков П.А., Буртовая В.Я., Гончаров В.И., Костиков Н.К., Кузнецов В.М., Фатхутдинов Э.Н., Эйхенвальд В.Н.
Принадлежит: Люберецкое научно-производственное объединение "Союз"

1. УЛЬТРАЗВУКОВОЙ ДЕФЕКТОСКОП ДЛЯ КОНТРОЛЯ СПЛОШНОСТИ, содержащий излучающий и приемный преобразователи, отличающийся тем, что каждый из преобразователей содержит корпус, заполненный звукоизолирующим материалом, два цилиндрических пьезоэлемента, на торцы которых нанесены токопроводящие, покрытия, металлическую фольгу расположенную между торцами пьезоэлементов и выступающую из корпуса насадку. 2. Дефектоскоп по п. 1, отличающийся тем, что насадки выполнены в виде пластин из эластичного звукопроводящего материала. 3. Дефектоскоп по п. 1, отличающийся тем, что преобразователи размещены в общем корпусе, при этом насадки выполнены со сферической периферийной частью из жесткого материала. (19) RU (11) (13) 1 880 U1 (51) МПК F02K 9/96 (1995.01) G01N 29/04 (1995.01) РОССИЙСКОЕ АГЕНТСТВО ПО ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ (12) ОПИСАНИЕ ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К СВИДЕТЕЛЬСТВУ (21), (22) Заявка: 94012311/06, 29.03.1994 (46) Опубликовано: 16.03.1996 (71) Заявитель(и): Люберецкое научно-производственное объединение "Союз" U 1 1 8 8 0 R U (57) Формула полезной модели 1. УЛЬТРАЗВУКОВОЙ ДЕФЕКТОСКОП ДЛЯ КОНТРОЛЯ СПЛОШНОСТИ, содержащий излучающий и приемный преобразователи, отличающийся тем, что каждый из преобразователей содержит корпус, заполненный звукоизолирующим материалом, два цилиндрических пьезоэлемента, на торцы которых нанесены токопроводящие, покрытия, металлическую фольгу расположенную между торцами пьезоэлементов и выступающую из корпуса насадку. 2. Дефектоскоп по п. 1, отличающийся тем, что насадки выполнены в виде пластин из эластичного звукопроводящего материала. 3. Дефектоскоп по п. 1, отличающийся тем, что преобразователи размещены в общем корпусе, при этом насадки выполнены со сферической периферийной частью из жесткого материала. Ñòðàíèöà: 1 U 1 (54) УЛЬТРАЗВУКОВОЙ ДЕФЕКТОСКОП ДЛЯ КОНТРОЛЯ СПЛОШНОСТИ 1 8 8 0 (73) Патентообладатель(и): Люберецкое научно-производственное объединение "Союз" R U (72) Автор(ы): Афонин В.А., Большаков П.А., Буртовая В.Я., Гончаров В.И., Костиков Н.К ...

Подробнее
Номер записи: 101
16-03-1997 дата публикации

РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА С ПРОГРАММНЫМ ВКЛЮЧЕНИЕМ И ВЫКЛЮЧЕНИЕМ

Номер: RU0000003789U1
Автор: Казаков Игорь Владимирович, Клавдиев Александр Александрович, Коломейцев Сергей Михайлович, Степанов Александр Николаевич, Тетерин Дмитрий Павлович, Тиханычев Олег Васильевич
Принадлежит: Казаков Игорь Владимирович, Клавдиев Александр Александрович, Коломейцев Сергей Михайлович, Степанов Александр Николаевич, Тетерин Дмитрий Павлович, Тиханычев Олег Васильевич

Ракетный двигатель твердого топлива с программным включением и выключением, содержащий камеру сгорания, заряд твердого топлива, отличающийся тем, что он содержит программное устройство, датчик давления в камере сгорания, управляемый клапан, бак с окислителем, аккумулятор давления и форсунку, а в состав заряда твердого топлива введены слои, не содержащие окислителя. (19) RU (11) (13) 3 789 U1 (51) МПК F02K 9/94 (1995.01) РОССИЙСКОЕ АГЕНТСТВО ПО ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ (12) ОПИСАНИЕ ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К СВИДЕТЕЛЬСТВУ (21), (22) Заявка: 95121142/20, 14.12.1995 (46) Опубликовано: 16.03.1997 U 1 3 7 8 9 R U (54) РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА С ПРОГРАММНЫМ ВКЛЮЧЕНИЕМ И ВЫКЛЮЧЕНИЕМ (57) Формула полезной модели Ракетный двигатель твердого топлива с программным включением и выключением, содержащий камеру сгорания, заряд твердого топлива, отличающийся тем, что он содержит программное устройство, датчик давления в камере сгорания, управляемый клапан, бак с окислителем, аккумулятор давления и форсунку, а в состав заряда твердого топлива введены слои, не содержащие окислителя. Ñòðàíèöà: 1 U 1 (73) Патентообладатель(и): Коломейцев Сергей Михайлович, Степанов Александр Николаевич, Клавдиев Александр Александрович, Тиханычев Олег Васильевич, Казаков Игорь Владимирович, Тетерин Дмитрий Павлович 3 7 8 9 (72) Автор(ы): Коломейцев Сергей Михайлович, Степанов Александр Николаевич, Клавдиев Александр Александрович, Тиханычев Олег Васильевич, Казаков Игорь Владимирович, Тетерин Дмитрий Павлович R U (71) Заявитель(и): Коломейцев Сергей Михайлович, Степанов Александр Николаевич, Клавдиев Александр Александрович, Тиханычев Олег Васильевич, Казаков Игорь Владимирович, Тетерин Дмитрий Павлович U 1 U 1 3 7 8 9 3 7 8 9 R U R U Ñòðàíèöà: 2 RU 3 789 U1 RU 3 789 U1 RU 3 789 U1 RU 3 789 U1

Подробнее
Номер записи: 102
16-06-1998 дата публикации

КОМБИНИРОВАННЫЙ ВОДОРОДОВОЗДУШНЫЙ РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

Номер: RU0000006842U1
Автор: Новосельцев Д.А.
Принадлежит: Омский государственный технический университет

1. Комбинированный водородновоздушный реактивный двигатель, содержащий воздухозаборник с расположенным в нем теплообменником, ракетную камеру сгорания с реактивным соплом и топливную систему, содержащую насосы жидкого водорода и жидкого воздуха и магистрали жидкого воздуха и жидкого и газифицированного водорода, причем теплообменник соединен с ракетной камерой сгорания водородными газовыми магистралями и магистралями жидкого воздуха, отличающийся тем, что двигатель дополнительно содержит внешний прямоточный контур, проточная часть которого, состоящая из воздухозаборника прямоточного контура, прямоточной камеры сгорания и сопла, образована обечайкой и соосным с ней центральным телом, в котором расположены воздухозаборник с теплообменником, ракетная камера сгорания и элементы топливной системы, и теплообменник соединен водородными газовыми магистралями с газовыми коллекторами с поясами форсунок, расположенными в прямоточной камере сгорания. 2. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что теплообменник соединен магистралями жидкого воздуха с ракетной камерой сгорания через бак жидкого воздуха. (19) RU (11) (13) 6 842 U1 (51) МПК F02K 9/74 (1995.01) РОССИЙСКОЕ АГЕНТСТВО ПО ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ (12) ОПИСАНИЕ ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К СВИДЕТЕЛЬСТВУ (21), (22) Заявка: 97104698/20, 25.03.1997 (46) Опубликовано: 16.06.1998 (71) Заявитель(и): Омский государственный технический университет (72) Автор(ы): Новосельцев Д.А. U 1 6 8 4 2 R U Ñòðàíèöà: 1 U 1 (57) Формула полезной модели 1. Комбинированный водородновоздушный реактивный двигатель, содержащий воздухозаборник с расположенным в нем теплообменником, ракетную камеру сгорания с реактивным соплом и топливную систему, содержащую насосы жидкого водорода и жидкого воздуха и магистрали жидкого воздуха и жидкого и газифицированного водорода, причем теплообменник соединен с ракетной камерой сгорания водородными газовыми магистралями и магистралями жидкого воздуха, отличающийся тем, что двигатель дополнительно содержит внешний прямоточный ...

Подробнее
Номер записи: 103
16-05-1999 дата публикации

ПРЯМОТОЧНЫЙ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ С МЕХАНИЧЕСКОЙ СИСТЕМОЙ ПОДАЧИ ГЕЛЕОБРАЗНОГО ГОРЮЧЕГО

Номер: RU0000009896U1
Автор: Бажин Д.А., Крутогорский А.В., Кузнецов А.Н., Марков С.В., Поляков К.Л., Федорец В.Н.
Принадлежит: Саратовское высшее военное командно-инженерное училище ракетных войск

Прямоточный воздушно-реактивный двигатель с механической системой подачи гелеобразного горючего, состоящий из камеры сгорания с соплом внешнего расширения, системы запуска и системы подачи горючего, включающей реактивную турбину, установленную консольно и соосно соплу внешнего расширения в районе выходного среза сопла, и исполнительный орган, отличающийся тем, что исполнительный орган выполнен в виде поршня, представляющего собой гайку резьбовой пары, винтом которой является вал привода, а на внутренней поверхности топливного бака установлена шпонка, входящая в паз, выполненный на боковой поверхности поршня. (19) RU (11) 9 896 (13) U1 (51) МПК F02K 9/70 (1995.01) РОССИЙСКОЕ АГЕНТСТВО ПО ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ (12) ОПИСАНИЕ ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К СВИДЕТЕЛЬСТВУ (21), (22) Заявка: 98115620/20, 17.08.1998 (46) Опубликовано: 16.05.1999 (73) Патентообладатель(и): Саратовское высшее военное командно-инженерное училище ракетных войск U 1 9 8 9 6 R U (57) Формула полезной модели Прямоточный воздушно-реактивный двигатель с механической системой подачи гелеобразного горючего, состоящий из камеры сгорания с соплом внешнего расширения, системы запуска и системы подачи горючего, включающей реактивную турбину, установленную консольно и соосно соплу внешнего расширения в районе выходного среза сопла, и исполнительный орган, отличающийся тем, что исполнительный орган выполнен в виде поршня, представляющего собой гайку резьбовой пары, винтом которой является вал привода, а на внутренней поверхности топливного бака установлена шпонка, входящая в паз, выполненный на боковой поверхности поршня. Ñòðàíèöà: 1 ru CL U 1 (54) ПРЯМОТОЧНЫЙ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ С МЕХАНИЧЕСКОЙ СИСТЕМОЙ ПОДАЧИ ГЕЛЕОБРАЗНОГО ГОРЮЧЕГО 9 8 9 6 (72) Автор(ы): Бажин Д.А., Крутогорский А.В., Кузнецов А.Н., Марков С.В., Поляков К.Л., Федорец В.Н. R U Адрес для переписки: 410010, Саратов, ул.Артиллерийская, 11"а"-26 Федорец В.Н. (71) Заявитель(и): Саратовское высшее военное командно-инженерное училище ракетных ...

Подробнее
Номер записи: 104
16-06-1999 дата публикации

ПРЯМОТОЧНЫЙ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ С МЕХАНИЧЕСКОЙ СИСТЕМОЙ ПОДАЧИ ПСЕВДООЖИЖЕННОГО ПОРОШКООБРАЗНОГО ГОРЮЧЕГО

Номер: RU0000010222U1
Автор: Бажин Д.А., Крутогорский А.В., Кузнецов А.Н., Марков С.В., Поляков К.Л., Федорец В.Н.
Принадлежит: Саратовское высшее военное командно-инженерное училище ракетных войск

Прямоточный воздушно-реактивный двигатель с механической системой подачи псевдоожиженного порошкообразного горючего, состоящий из камеры сгорания с соплом внешнего расширения, системы запуска и системы подачи горючего, включающей реактивную турбину, установленную консольно и соосно соплу внешнего расширения в районе выходного среза сопла, и исполнительный орган, отличающийся тем, что исполнительный орган выполнен в виде шнека, помещенного с зазором в цилиндрический стакан, установленный на заднем днище топливного бака, а переднее днище представляет собой подвижный газопроницаемый поршень с односторонним ограничителем от продольного перемещения. (19) RU (11) 10 222 (13) U1 (51) МПК F02K 9/70 (1995.01) РОССИЙСКОЕ АГЕНТСТВО ПО ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ (12) ОПИСАНИЕ ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К СВИДЕТЕЛЬСТВУ (21), (22) Заявка: 98115555/20, 17.08.1998 (46) Опубликовано: 16.06.1999 (73) Патентообладатель(и): Саратовское высшее военное командно-инженерное училище ракетных войск U 1 1 0 2 2 2 R U (57) Формула полезной модели Прямоточный воздушно-реактивный двигатель с механической системой подачи псевдоожиженного порошкообразного горючего, состоящий из камеры сгорания с соплом внешнего расширения, системы запуска и системы подачи горючего, включающей реактивную турбину, установленную консольно и соосно соплу внешнего расширения в районе выходного среза сопла, и исполнительный орган, отличающийся тем, что исполнительный орган выполнен в виде шнека, помещенного с зазором в цилиндрический стакан, установленный на заднем днище топливного бака, а переднее днище представляет собой подвижный газопроницаемый поршень с односторонним ограничителем от продольного перемещения. Ñòðàíèöà: 1 ru CL U 1 (54) ПРЯМОТОЧНЫЙ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ С МЕХАНИЧЕСКОЙ СИСТЕМОЙ ПОДАЧИ ПСЕВДООЖИЖЕННОГО ПОРОШКООБРАЗНОГО ГОРЮЧЕГО 1 0 2 2 2 (72) Автор(ы): Бажин Д.А., Крутогорский А.В., Кузнецов А.Н., Марков С.В., Поляков К.Л., Федорец В.Н. R U Адрес для переписки: 410010, Саратов ул.Артиллерийская, 11 "а"-26 ...

Подробнее
Номер записи: 105
16-08-1999 дата публикации

ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ДЛЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Номер: RU0000010787U1
Автор: Бахмутов А.А., Буканов В.Т., Клепиков И.А., Прищепа В.И.
Принадлежит: Бахмутов Аркадий Алексеевич, Буканов Владислав Тимофеевич, Клепиков Игорь Алексеевич, Прищепа Владимир Иосифович

1. Жидкостный ракетный двигатель для летательного аппарата, содержащий расходные магистрали жидкости и газа, тяговую камеру, турбонасосную систему подачи жидких топливных компонентов с приводом насоса от газовой турбины, которая соединена на входе с газогенератором и на выходе - посредством выхлопного патрубка - с тяговой камерой, и средства управления летательным аппаратом с использованием реактивного сопла крена, подключенного к газогенераторному тракту через клапан управления расходом, отличающийся тем, что сопло крена содержит центральное тело, образующее вместе с внешней оболочкой сопла кольцевой газодинамический канал. 2. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что центральное тело выполнено подвижным, будучи совмещено с рабочим органом клапана. 3. Двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что сопло крена подключено к газогенераторному тракту в месте до турбины. (19) RU (11) 10 787 (13) U1 (51) МПК F02K 9/48 (1995.01) РОССИЙСКОЕ АГЕНТСТВО ПО ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ (12) ОПИСАНИЕ ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К СВИДЕТЕЛЬСТВУ (21), (22) Заявка: 99103368/20, 18.02.1999 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 18.02.1999 (46) Опубликовано: 16.08.1999 (72) Автор(ы): Бахмутов А.А., Буканов В.Т., Клепиков И.А., Прищепа В.И. 1 0 7 8 7 (73) Патентообладатель(и): Бахмутов Аркадий Алексеевич, Буканов Владислав Тимофеевич, Клепиков Игорь Алексеевич, Прищепа Владимир Иосифович R U Адрес для переписки: 141400, Московская обл., Химки, пр-т Мира 1, кв.38, Клепикову И.А. (71) Заявитель(и): Бахмутов Аркадий Алексеевич, Буканов Владислав Тимофеевич, Клепиков Игорь Алексеевич, Прищепа Владимир Иосифович 1 0 7 8 7 R U (57) Формула полезной модели 1. Жидкостный ракетный двигатель для летательного аппарата, содержащий расходные магистрали жидкости и газа, тяговую камеру, турбонасосную систему подачи жидких топливных компонентов с приводом насоса от газовой турбины, которая соединена на входе с газогенератором и на выходе - посредством выхлопного патрубка - с тяговой камерой, и средства ...

Подробнее
Номер записи: 106
16-12-1999 дата публикации

ДВИГАТЕЛЬ ДЛЯ РАКЕТНОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Номер: RU0000012187U1
Автор: Бахмутов А.А., Буканов В.Т., Клепиков И.А., Прищепа В.И.
Принадлежит: Бахмутов Аркадий Алексеевич, Буканов Владислав Тимофеевич, Клепиков Игорь Алексеевич, Прищепа Владимир Иосифович

1. Двигатель для ракетного летательного аппарата, содержащий тяговую камеру, турбонасосный агрегат с насосами жидких топливных компонентов и газовой турбиной, которая соединена на входе с газогенератором и на выходе - посредством выхлопного патрубка - с тяговой камерой, смонтированный на камере шарнирный подвес для управления вектором тяги с размещенным в выхлопном патрубке сильфонным компенсатором перемещений и удаленные от оси камеры реактивные сопла крена с подключением сопла к газогенераторному тракту через клапан управления расходом, отличающийся тем, что клапан смонтирован рядом с управляемым им соплом, будучи конструктивно объединен с ним в блок крена 2. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что блок крена включает два сопла различной ориентации с общим или индивидуальными клапанами. 3. Двигатель по п.2, отличающийся тем, что в нем предусмотрены два блока крена, расположенные с противоположных сторон камеры в расчете на создание попеременно работающей пары сопл, создающих вращательный момент сил. 4. Двигатель по п.1, или 2, или 3, отличающийся тем, что блок крена подключен к газогенераторному тракту в месте до турбины. (19) RU (11) 12 187 (13) U1 (51) МПК F02K 9/48 (1995.01) РОССИЙСКОЕ АГЕНТСТВО ПО ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ (12) ОПИСАНИЕ ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К СВИДЕТЕЛЬСТВУ (21), (22) Заявка: 98122392/20, 10.12.1998 (46) Опубликовано: 16.12.1999 (72) Автор(ы): Бахмутов А.А., Буканов В.Т., Клепиков И.А., Прищепа В.И. 1 2 1 8 7 (73) Патентообладатель(и): Бахмутов Аркадий Алексеевич, Буканов Владислав Тимофеевич, Клепиков Игорь Алексеевич, Прищепа Владимир Иосифович R U Адрес для переписки: 141400, Московская обл., Химки, пр-т Мира, 1, кв.38, Клепикову И.А. (71) Заявитель(и): Бахмутов Аркадий Алексеевич, Буканов Владислав Тимофеевич, Клепиков Игорь Алексеевич, Прищепа Владимир Иосифович 1 2 1 8 7 R U (57) Формула полезной модели 1. Двигатель для ракетного летательного аппарата, содержащий тяговую камеру, турбонасосный агрегат с насосами жидких топливных компонентов и ...

Подробнее
Номер записи: 107
16-12-1999 дата публикации

ДВИГАТЕЛЬ ДЛЯ РАКЕТНОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА НА ЖИДКОМ ТОПЛИВЕ

Номер: RU0000012188U1
Автор: Бахмутов А.А., Буканов В.Т., Клепиков И.А., Прищепа В.И.
Принадлежит: Бахмутов Аркадий Алексеевич, Буканов Владислав Тимофеевич, Клепиков Игорь Алексеевич, Прищепа Владимир Иосифович

1. Двигатель для ракетного летательного аппарата на жидком топливе, содержащий расходные магистрали газа и жидкости, тяговую камеру, турбонасосный агрегат с расположенными соосно насосами жидких топливных компонентов и приводной газовой турбиной, которая соединена на входе с газогенератором и на выходе - посредством выхлопного патрубка - с тяговой камерой, средства управления вектором тяги со смонтированным на камере шарнирным подвесом, с размещенными в расходных магистралях сильфонными компенсаторами перемещений и удаленные от оси камеры сопла крена с подключением сопла к газогенераторному тракту через клапан управления расходом, отличающийся тем, что компенсаторы перемещений размещены вне выхлопного патрубка, который выполнен в виде геометрически неизменной конструкции. 2. Двигатель по п. 1, отличающийся тем, что сопла крена подключены к газогенераторному тракту в месте до турбины. (19) RU (11) 12 188 (13) U1 (51) МПК F02K 9/48 (1995.01) РОССИЙСКОЕ АГЕНТСТВО ПО ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ (12) ОПИСАНИЕ ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К СВИДЕТЕЛЬСТВУ (21), (22) Заявка: 98122394/20, 10.12.1998 (46) Опубликовано: 16.12.1999 (72) Автор(ы): Бахмутов А.А., Буканов В.Т., Клепиков И.А., Прищепа В.И. 1 2 1 8 8 (73) Патентообладатель(и): Бахмутов Аркадий Алексеевич, Буканов Владислав Тимофеевич, Клепиков Игорь Алексеевич, Прищепа Владимир Иосифович R U Адрес для переписки: 141400, Московская обл., Химки, пр-т Мира, 1, кв.38, Клепикову И.А. (71) Заявитель(и): Бахмутов Аркадий Алексеевич, Буканов Владислав Тимофеевич, Клепиков Игорь Алексеевич, Прищепа Владимир Иосифович 1 2 1 8 8 R U (57) Формула полезной модели 1. Двигатель для ракетного летательного аппарата на жидком топливе, содержащий расходные магистрали газа и жидкости, тяговую камеру, турбонасосный агрегат с расположенными соосно насосами жидких топливных компонентов и приводной газовой турбиной, которая соединена на входе с газогенератором и на выходе - посредством выхлопного патрубка - с тяговой камерой, средства управления ...

Подробнее
Номер записи: 108
16-12-1999 дата публикации

СИЛОВАЯ УСТАНОВКА ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО АППАРАТА С УПРАВЛЯЕМЫМ ВЕКТОРОМ ТЯГИ

Номер: RU0000012189U1
Автор: Прищепа В.И.
Принадлежит: Прищепа Владимир Иосифович

Силовая установка жидкостного ракетного аппарата с управляемым вектором тяги, включая несколько реактивных камер, шарнирные подвесы для монтажа камер на аппарате с возможностью их поворота вокруг шарнирных осей в целях управления полетом и рулевые машины для осуществления поворота, отличающаяся тем, что она содержит подвижные тяги, крепящиеся шарнирно к соседним камерам для образования нескольких реактивных блоков, характеризуемых согласованным движением входящих в них камер с сохранением возможности их взаимного перемещения при повороте вокруг индивидуальных шарнирных осей. (19) RU (11) 12 189 (13) U1 (51) МПК F02K 9/84 (1995.01) РОССИЙСКОЕ АГЕНТСТВО ПО ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ (12) ОПИСАНИЕ ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К СВИДЕТЕЛЬСТВУ (21), (22) Заявка: 99112364/20, 09.06.1999 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 09.06.1999 (46) Опубликовано: 16.12.1999 (72) Автор(ы): Прищепа В.И. (73) Патентообладатель(и): Прищепа Владимир Иосифович U 1 1 2 1 8 9 R U Ñòðàíèöà: 1 ru CL U 1 (57) Формула полезной модели Силовая установка жидкостного ракетного аппарата с управляемым вектором тяги, включая несколько реактивных камер, шарнирные подвесы для монтажа камер на аппарате с возможностью их поворота вокруг шарнирных осей в целях управления полетом и рулевые машины для осуществления поворота, отличающаяся тем, что она содержит подвижные тяги, крепящиеся шарнирно к соседним камерам для образования нескольких реактивных блоков, характеризуемых согласованным движением входящих в них камер с сохранением возможности их взаимного перемещения при повороте вокруг индивидуальных шарнирных осей. 1 2 1 8 9 (54) СИЛОВАЯ УСТАНОВКА ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО АППАРАТА С УПРАВЛЯЕМЫМ ВЕКТОРОМ ТЯГИ R U Адрес для переписки: 141400, Московская обл., Химки, ул.Московская, 10, кв.73, Прищепе В.И. (71) Заявитель(и): Прищепа Владимир Иосифович U 1 U 1 1 2 1 8 9 1 2 1 8 9 R U R U Ñòðàíèöà: 2 RU FD 12 189 U1 RU 12 189 U1 RU 12 189 U1 RU FA 12 189 U1 RU DR 12 189 U1

Подробнее
Номер записи: 109
27-03-2000 дата публикации

КАМЕРА ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ МАЛОЙ ТЯГИ

Номер: RU0000013234U1
Автор: Иванов В.Н.
Принадлежит: Государственное предприятие Научно-исследовательский институт машиностроения

1. Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги, содержащая корпус и смесительную головку с размещенной по оси двухкомпонентной центробежной форсункой, полости которой соединены с коллекторами соответствующих компонентов топлива, причем коллектор наружной форсунки сообщен со струйными равномерно расположенными по окружности форсунками, отличающаяся тем, что тангенциальные каналы подачи компонентов в камеры закручивания наружной и внутренней форсунок выполнены в виде пазов в плоских кольцевых пластинах, установленных между корпусами камер закручивания. 2. Камера по п.1, отличающаяся тем, что струйные форсунки сообщены с коллектором наружной форсунки пазами, выполненными в соответствующей пластине. (19) RU (11) 13 234 (13) U1 (51) МПК F02K 9/52 (2000.01) РОССИЙСКОЕ АГЕНТСТВО ПО ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ (12) ОПИСАНИЕ ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К СВИДЕТЕЛЬСТВУ (21), (22) Заявка: 99111323/20, 31.05.1999 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 31.05.1999 (46) Опубликовано: 27.03.2000 (72) Автор(ы): Иванов В.Н. (73) Патентообладатель(и): Государственное предприятие Научно-исследовательский институт машиностроения U 1 1 3 2 3 4 R U Ñòðàíèöà: 1 U 1 (57) Формула полезной модели 1. Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги, содержащая корпус и смесительную головку с размещенной по оси двухкомпонентной центробежной форсункой, полости которой соединены с коллекторами соответствующих компонентов топлива, причем коллектор наружной форсунки сообщен со струйными равномерно расположенными по окружности форсунками, отличающаяся тем, что тангенциальные каналы подачи компонентов в камеры закручивания наружной и внутренней форсунок выполнены в виде пазов в плоских кольцевых пластинах, установленных между корпусами камер закручивания. 2. Камера по п.1, отличающаяся тем, что струйные форсунки сообщены с коллектором наружной форсунки пазами, выполненными в соответствующей пластине. 1 3 2 3 4 (54) КАМЕРА ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ МАЛОЙ ТЯГИ R U Адрес для переписки: 624610, ...

Подробнее
Номер записи: 110
10-07-2000 дата публикации

СМЕСИТЕЛЬНАЯ ГОЛОВКА

Номер: RU0000014254U1
Автор: Лебедев И.Н.
Принадлежит: Государственное предприятие Научно-исследовательский институт машиностроения

1. Смесительная головка, содержащая корпус с каналами для подачи окислителя и горючего и соответствующими форсунками с размещенными напротив них дефлекторами с отражающими поверхностями, расширяющимися от основания к периферии, и кромками, обращенными друг к другу, отличающаяся тем, что струйные форсунки выполнены в виде каналов на поверхности стержней, установленных в каналах подачи компонентов топлива, а дефлекторы установлены на свободных концах стержней. 2. Смесительная головка по п.1, отличающаяся тем, что струйные форсунки выполнены в виде лысок на поверхности стержней, установленных в каналах подачи компонентов топлива. 3. Смесительная головка по п.1, отличающаяся тем, что на стержнях выполнены упорные буртики. (19) RU (11) 14 254 (13) U1 (51) МПК F02K 9/52 (2000.01) РОССИЙСКОЕ АГЕНТСТВО ПО ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ (12) ОПИСАНИЕ ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К СВИДЕТЕЛЬСТВУ (21), (22) Заявка: 99123248/20, 04.11.1999 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 04.11.1999 (46) Опубликовано: 10.07.2000 (72) Автор(ы): Лебедев И.Н. (73) Патентообладатель(и): Государственное предприятие Научно-исследовательский институт машиностроения U 1 1 4 2 5 4 R U Ñòðàíèöà: 1 ru CL U 1 (57) Формула полезной модели 1. Смесительная головка, содержащая корпус с каналами для подачи окислителя и горючего и соответствующими форсунками с размещенными напротив них дефлекторами с отражающими поверхностями, расширяющимися от основания к периферии, и кромками, обращенными друг к другу, отличающаяся тем, что струйные форсунки выполнены в виде каналов на поверхности стержней, установленных в каналах подачи компонентов топлива, а дефлекторы установлены на свободных концах стержней. 2. Смесительная головка по п.1, отличающаяся тем, что струйные форсунки выполнены в виде лысок на поверхности стержней, установленных в каналах подачи компонентов топлива. 3. Смесительная головка по п.1, отличающаяся тем, что на стержнях выполнены упорные буртики. 1 4 2 5 4 (54) СМЕСИТЕЛЬНАЯ ГОЛОВКА R U Адрес для ...

Подробнее
Номер записи: 111
20-07-2000 дата публикации

СОПЛО С ОТКЛОНЯЕМЫМ ВЕКТОРОМ ТЯГИ

Номер: RU0000014384U1
Автор: Сигалов Ю.В., Скирдов Г.П., Федоров А.М.
Принадлежит: Государственное унитарное предприятие "Завод им. В.Я. Климова" - дочернее предприятие Государственного унитарного предприятия Военно-промышленный комплекс "МАПО"

1. Сопло с отклоняемым вектором тяги, содержащее сходящиеся створки, расходящиеся створки, тяги расходящихся створок и управляющее кольцо с подвеской в виде многозвенных петель, складывающихся в радиальных плоскостях, кинематически связанное с тягами расходящихся створок через параллелограммные механизмы, отличающееся тем, что по меньшей мере одно звено каждой петли содержит отверстие, имеющее форму двух конусов, сопрягающихся меньшими диаметрами в середине звена. 2. Сопло с отклоняемым вектором тяги по п.1, отличающееся тем, что каждое звено, соединенное с управляющим кольцом, содержит отверстие, имеющее форму двух конусов, сопрягающихся меньшими диаметрами в середине звена. 3. Сопло с отклоняемым вектором тяги по п.1, отличающееся тем, что звено, содержащее отверстие, имеющее форму двух конусов, сопрягающихся меньшими диаметрами в середине звена, сопрягается со смежным звеном по сферической поверхности. (19) RU (11) 14 384 (13) U1 (51) МПК F02K 9/84 (2000.01) РОССИЙСКОЕ АГЕНТСТВО ПО ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ (12) ОПИСАНИЕ ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К СВИДЕТЕЛЬСТВУ (21), (22) Заявка: 99127154/20, 20.12.1999 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 20.12.1999 (46) Опубликовано: 20.07.2000 (72) Автор(ы): Сигалов Ю.В., Скирдов Г.П., Федоров А.М. U 1 1 4 3 8 4 R U (57) Формула полезной модели 1. Сопло с отклоняемым вектором тяги, содержащее сходящиеся створки, расходящиеся створки, тяги расходящихся створок и управляющее кольцо с подвеской в виде многозвенных петель, складывающихся в радиальных плоскостях, кинематически связанное с тягами расходящихся створок через параллелограммные механизмы, отличающееся тем, что по меньшей мере одно звено каждой петли содержит отверстие, имеющее форму двух конусов, сопрягающихся меньшими диаметрами в середине звена. 2. Сопло с отклоняемым вектором тяги по п.1, отличающееся тем, что каждое звено, соединенное с управляющим кольцом, содержит отверстие, имеющее форму двух конусов, сопрягающихся меньшими диаметрами в середине звена. 3. ...

Подробнее
Номер записи: 112
10-08-2000 дата публикации

БЫСТРОСГОРАЮЩИЙ ЗАРЯД ТВЕРДОГО ТОПЛИВА

Номер: RU0000014609U1
Автор: Аксененко Д.Д., Домашев Е.С., Дубинин В.А., Марьяш В.И., Нестеров Г.Н., Сидоров В.В.
Принадлежит: Федеральный научно-производственный центр "Алтай"

1. Быстросгорающий заряд твердого топлива, содержащий ячеистую несущий конструкцию в виде пересекающихся связующих элементов и пленочное покрытие из твердого топлива, отличающийся тем, что ячеистая несущая конструкция выполнена из упругого эластичного материала. 2. Быстросгорающий заряд твердого топлива по п.1, отличающийся тем, что в качестве упругого эластичного материала используют пенополиуретан эластичный открытопористый ППУ-ЭО-100. (19) RU (11) 14 609 (13) U1 (51) МПК F02K 9/12 (2000.01) B60R 21/26 (2000.01) РОССИЙСКОЕ АГЕНТСТВО ПО ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ (12) ОПИСАНИЕ ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К СВИДЕТЕЛЬСТВУ (21), (22) Заявка: 2000102130/20, 25.01.2000 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 25.01.2000 (46) Опубликовано: 10.08.2000 (72) Автор(ы): Дубинин В.А., Нестеров Г.Н., Аксененко Д.Д., Марьяш В.И., Домашев Е.С., Сидоров В.В. 1 4 6 0 9 R U (57) Формула полезной модели 1. Быстросгорающий заряд твердого топлива, содержащий ячеистую несущий конструкцию в виде пересекающихся связующих элементов и пленочное покрытие из твердого топлива, отличающийся тем, что ячеистая несущая конструкция выполнена из упругого эластичного материала. 2. Быстросгорающий заряд твердого топлива по п.1, отличающийся тем, что в качестве упругого эластичного материала используют пенополиуретан эластичный открытопористый ППУ-ЭО-100. Ñòðàíèöà: 1 ru CL U 1 U 1 (54) БЫСТРОСГОРАЮЩИЙ ЗАРЯД ТВЕРДОГО ТОПЛИВА 1 4 6 0 9 (73) Патентообладатель(и): Федеральный научно-производственный центр "Алтай" R U Адрес для переписки: 659322, Алтайский край, г. Бийск, ул. Социалистическая 1, ФНПЦ "Алтай" (71) Заявитель(и): Федеральный научно-производственный центр "Алтай" RU FD 14 609 U1 RU 14 609 U1 RU 14 609 U1 RU 14 609 U1 RU 14 609 U1 RU FA 14 609 U1 RU DR 14 609 U1 RU 14 609 U1 RU 14 609 U1

Подробнее
Номер записи: 113
20-12-2000 дата публикации

МОБИЛЬНАЯ РЕАКТИВНАЯ СИСТЕМА ЗАЛПОВОГО ОГНЯ

Номер: RU0000016277U1
Автор: Прищепа В.И.
Принадлежит: Прищепа Владимир Иосифович

1. Мобильная реактивная система залпового огня, включающая рассчитанные на воздушный пуск неуправляемые реактивные снаряды, многозарядную пусковую установку для них и самолет-носитель для размещения пусковой установки, причем она выполнена с возможностью отделения от самолета-носителя в воздухе, отличающаяся тем, что пусковая установка снабжена крылом и хвостовыми рулями для возможности совершения самостоятельного полета в район пуска снарядов после отделения от самолета-носителя. 2. Мобильная реактивная система залпового огня по п.1, отличающаяся тем, что пусковая установка снабжена воздушно- или жидкостно-реактивным двигателем. 3. Мобильная реактивная система залпового огня по п.2, отличающаяся тем, что жидкостно-реактивный двигатель рассчитан на использование двухкомпонентного топлива на основе керосина и перекиси водорода. (19) RU (11) 16 277 (13) U1 (51) МПК B64C 1/00 (2000.01) F02K 9/00 (2000.01) РОССИЙСКОЕ АГЕНТСТВО ПО ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ (12) ОПИСАНИЕ ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К СВИДЕТЕЛЬСТВУ (21), (22) Заявка: 99113088/20, 16.06.1999 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 16.06.1999 (46) Опубликовано: 20.12.2000 (72) Автор(ы): Прищепа В.И. (73) Патентообладатель(и): Прищепа Владимир Иосифович R U Адрес для переписки: 141400, Московская обл., г. Химки, ул. Московская 10, кв.73, Прищепе В.И. (71) Заявитель(и): Прищепа Владимир Иосифович 1 6 2 7 7 R U Ñòðàíèöà: 1 ru CL U 1 (57) Формула полезной модели 1. Мобильная реактивная система залпового огня, включающая рассчитанные на воздушный пуск неуправляемые реактивные снаряды, многозарядную пусковую установку для них и самолет-носитель для размещения пусковой установки, причем она выполнена с возможностью отделения от самолета-носителя в воздухе, отличающаяся тем, что пусковая установка снабжена крылом и хвостовыми рулями для возможности совершения самостоятельного полета в район пуска снарядов после отделения от самолета-носителя. 2. Мобильная реактивная система залпового огня по п.1, отличающаяся тем, что ...

Подробнее
Номер записи: 114
27-03-2001 дата публикации

СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ВЕКТОРОМ ТЯГИ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ

Номер: RU0000017336U1
Автор: Авдиенко А.А., Балашов А.Л., Ерошин В.Н., Ивлев А.А., Карцев Ю.Л., Конюхов И.С., Писарев Ю.Г., Саблин Н.А., Тужилкин А.А.
Принадлежит: Авдиенко Андрей Анатольевич

Система управления вектором тяги ракетного двигателя, содержащая сопло с насадком, из которого выбрасывается в окружающее пространство часть газов, поступающих из камеры сгорания, отличающаяся тем, что, с целью повышения эффективности регулирования вектором тяги по направлению, она снабжена устройством управления вектором тяги, выполненным в виде шарового кольца с отверстиями, диаметрально расположенными относительно продольной оси сопла, соединенного с осями электродвигателей. (19) RU (11) 17 336 (13) U1 (51) МПК F02K 9/00 (2000.01) РОССИЙСКОЕ АГЕНТСТВО ПО ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ (12) ОПИСАНИЕ ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К СВИДЕТЕЛЬСТВУ (21), (22) Заявка: 2000126885/20, 27.10.2000 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 27.10.2000 (46) Опубликовано: 27.03.2001 (73) Патентообладатель(и): Авдиенко Андрей Анатольевич 1 7 3 3 6 R U (57) Формула полезной модели Система управления вектором тяги ракетного двигателя, содержащая сопло с насадком, из которого выбрасывается в окружающее пространство часть газов, поступающих из камеры сгорания, отличающаяся тем, что, с целью повышения эффективности регулирования вектором тяги по направлению, она снабжена устройством управления вектором тяги, выполненным в виде шарового кольца с отверстиями, диаметрально расположенными относительно продольной оси сопла, соединенного с осями электродвигателей. Ñòðàíèöà: 1 ru CL U 1 U 1 (54) СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ВЕКТОРОМ ТЯГИ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ 1 7 3 3 6 (72) Автор(ы): Авдиенко А.А., Конюхов И.С., Балашов А.Л., Тужилкин А.А., Ерошин В.Н., Писарев Ю.Г., Саблин Н.А., Ивлев А.А., Карцев Ю.Л. R U Адрес для переписки: 410082, г.Саратов, ул. Артиллерийская 2, СФ ВАУ, Конюхову И.С. (71) Заявитель(и): Авдиенко Андрей Анатольевич U 1 U 1 1 7 3 3 6 1 7 3 3 6 R U R U Ñòðàíèöà: 2 RU FD 17 336 U1 RU 17 336 U1 RU FA 17 336 U1 RU DR 17 336 U1

Подробнее
Номер записи: 115
27-03-2001 дата публикации

ДВИГАТЕЛЬ НА ПАСТООБРАЗНОМ ТОПЛИВЕ

Номер: RU0000017337U1
Автор: Авдиенко А.А., Балашов А.Л., Ерошин В.Н., Иванов С.С., Ивлев А.А., Карцев Ю.Л., Конюхов И.С., Писарев Ю.Г., Саблин Н.А., Тужилкин А.А.
Принадлежит: Авдиенко Андрей Анатольевич

Двигатель, содержащий корпус со специальными форсуночными устройствами для распыливания топлива, систему распыливающего газа и с каналами подвода этих сред, отличающийся тем, что, с целью снижения энергопотребления и улучшения качества распыливания, он снабжен распределительным устройством, выполненным в виде укрепленного в корпусе кольца, с закрепленными на нем дополнительными форсуночными устройствами, расположенными по углам 35-40 относительно продольной оси корпуса так, что выходные отверстия дополнительных форсуночных отверстий направлены навстречу основному массовому потоку преобразования пастообразного топлива в камере сгорания. (19) RU (11) 17 337 (13) U1 (51) МПК F02K 9/70 (2000.01) РОССИЙСКОЕ АГЕНТСТВО ПО ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ (12) ОПИСАНИЕ ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К СВИДЕТЕЛЬСТВУ (21), (22) Заявка: 2000126886/20, 27.10.2000 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 27.10.2000 (46) Опубликовано: 27.03.2001 (73) Патентообладатель(и): Авдиенко Андрей Анатольевич 1 7 3 3 7 (72) Автор(ы): Авдиенко А.А., Конюхов И.С., Балашов А.Л., Тужилкин А.А., Ерошин В.Н., Писарев Ю.Г., Саблин Н.А., Ивлев А.А., Карцев Ю.Л., Иванов С.С. R U Адрес для переписки: 410082, г.Саратов, ул. Артиллерийская 2, СФ ВАУ, Конюхову И.С. (71) Заявитель(и): Авдиенко Андрей Анатольевич 1 7 3 3 7 R U (57) Формула полезной модели Двигатель, содержащий корпус со специальными форсуночными устройствами для распыливания топлива, систему распыливающего газа и с каналами подвода этих сред, отличающийся тем, что, с целью снижения энергопотребления и улучшения качества распыливания, он снабжен распределительным устройством, выполненным в виде укрепленного в корпусе кольца, с закрепленными на нем дополнительными форсуночными устройствами, расположенными по углам 35-40 o относительно продольной оси корпуса так, что выходные отверстия дополнительных форсуночных отверстий направлены навстречу основному массовому потоку преобразования пастообразного топлива в камере сгорания. Ñòðàíèöà: 1 ru CL U 1 U 1 ( ...

Подробнее
Номер записи: 116
20-04-2001 дата публикации

ЗАРЯД ТВЕРДОГО ТОПЛИВА РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ

Номер: RU0000017715U1
Автор: Аликин В.Н., Ковтун В.Е., Кузьмицкий Г.Э., Федченко Н.Н.
Принадлежит: Федеральное государственное унитарное предприятие "Пермский завод им. С.М. Кирова"

Заряд твердого топлива ракетного двигателя с осевым цилиндрическим каналом и выполненными на части заряда продольными щелями, отличающийся тем, что длина каждой щели в вершине щелевого выреза больше длины щели в основании на величину, превосходящую половину высоты щели, а число щелей составляет не более 8. (19) RU (11) 17 715 (13) U1 (51) МПК F02K 9/10 (2000.01) РОССИЙСКОЕ АГЕНТСТВО ПО ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ (12) ОПИСАНИЕ ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К СВИДЕТЕЛЬСТВУ (21), (22) Заявка: 2000126896/20, 30.10.2000 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 30.10.2000 (46) Опубликовано: 20.04.2001 (72) Автор(ы): Аликин В.Н., Ковтун В.Е., Кузьмицкий Г.Э., Федченко Н.Н. 1 7 7 1 5 R U (57) Формула полезной модели Заряд твердого топлива ракетного двигателя с осевым цилиндрическим каналом и выполненными на части заряда продольными щелями, отличающийся тем, что длина каждой щели в вершине щелевого выреза больше длины щели в основании на величину, превосходящую половину высоты щели, а число щелей составляет не более 8. Ñòðàíèöà: 1 ru CL U 1 U 1 (54) ЗАРЯД ТВЕРДОГО ТОПЛИВА РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ 1 7 7 1 5 (73) Патентообладатель(и): Федеральное государственное унитарное предприятие "Пермский завод им. С.М. Кирова" R U Адрес для переписки: 614113, г.Пермь, ул. Гальперина 11, ФГУП "Пермский завод им. С.М. Кирова" (71) Заявитель(и): Федеральное государственное унитарное предприятие "Пермский завод им. С.М. Кирова" RU FD 17 715 U1 RU 17 715 U1 RU 17 715 U1 RU 17 715 U1 RU 17 715 U1 RU FA 17 715 U1 RU DR 17 715 U1 RU 17 715 U1 RU 17 715 U1 RU 17 715 U1

Подробнее
Номер записи: 117
10-05-2001 дата публикации

РЕГУЛИРУЕМЫЙ ДВИГАТЕЛЬ НА ПАСТООБРАЗНОМ ТОПЛИВЕ

Номер: RU0000017947U1
Автор: Авдиенко А.А., Балашов А.Л., Ерошин В.Н., Иванов С.С., Карцев Ю.Л., Конюхов А.С., Конюхов И.С., Тужилкин А.А., Шпак С.Ю.
Принадлежит: Балашов Алексей Леонидович

Двигатель, содержащий корпус с фильерным блоком для распыливания пастообразного топлива, систему распыливающего газа с каналом подвода, отличающийся тем, что, с целью расширения диапазона функционального применения двигателя, он снабжен распыливающим устройством, выполненным в виде расходных трубок и системы подачи и распределения сжатого газа, причем расходные трубки способны двигаться в продольном направлении, образовывая кольцевую щель для выброса и распыла пастообразного топлива. (19) RU (11) 17 947 (13) U1 (51) МПК F02K 9/70 (2000.01) РОССИЙСКОЕ АГЕНТСТВО ПО ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ (12) ОПИСАНИЕ ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К СВИДЕТЕЛЬСТВУ (21), (22) Заявка: 2001101767/20, 24.01.2001 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 24.01.2001 (46) Опубликовано: 10.05.2001 (73) Патентообладатель(и): Балашов Алексей Леонидович 1 7 9 4 7 R U (57) Формула полезной модели Двигатель, содержащий корпус с фильерным блоком для распыливания пастообразного топлива, систему распыливающего газа с каналом подвода, отличающийся тем, что, с целью расширения диапазона функционального применения двигателя, он снабжен распыливающим устройством, выполненным в виде расходных трубок и системы подачи и распределения сжатого газа, причем расходные трубки способны двигаться в продольном направлении, образовывая кольцевую щель для выброса и распыла пастообразного топлива. Ñòðàíèöà: 1 ru CL U 1 U 1 (54) РЕГУЛИРУЕМЫЙ ДВИГАТЕЛЬ НА ПАСТООБРАЗНОМ ТОПЛИВЕ 1 7 9 4 7 (72) Автор(ы): Балашов А.Л., Авдиенко А.А., Конюхов И.С., Тужилкин А.А., Ерошин В.Н., Карцев Ю.Л., Иванов С.С., Конюхов А.С., Шпак С.Ю. R U Адрес для переписки: 410031, г.Саратов, ул. Кузнечная, 28/42, кв.10, И.С.Конюхову (71) Заявитель(и): Балашов Алексей Леонидович U 1 U 1 1 7 9 4 7 1 7 9 4 7 R U R U Ñòðàíèöà: 2 RU FD 17 947 U1 RU 17 947 U1 RU 17 947 U1 RU FA 17 947 U1 RU DR 17 947 U1 RU 17 947 U1 RU 17 947 U1

Подробнее
Номер записи: 118
10-05-2001 дата публикации

УСТРОЙСТВО УПРАВЛЕНИЯ ПОЛЕТОМ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Номер: RU0000017948U1
Автор: Авдиенко А.А., Балашов А.Л., Ерошин В.Н., Карцев Ю.Л., Конюхов А.С., Конюхов И.С., Саблин Н.А., Скорняков Д.Е., Тужилкин А.А.
Принадлежит: Конюхов Игорь Святославович

Устройство, содержащее четыре прямоугольных решетчатых руля для управления полетом летательного аппарата, отличающееся тем, что, с целью расширения маневренных характеристик летательного аппарата, оси поворота рулей, приводимые в действие рулевыми машинами, соединены соответствующими камерами сгорания газогенераторов на пастообразном топливе, которые, в свою очередь, за счет поворота их сферических головок и открытия дополнительных отверстий на корпусе газогенератора создают дополнительные управляющие моменты и силы. (19) RU (11) 17 948 (13) U1 (51) МПК F02K 9/70 (2000.01) РОССИЙСКОЕ АГЕНТСТВО ПО ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ (12) ОПИСАНИЕ ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К СВИДЕТЕЛЬСТВУ (21), (22) Заявка: 2001101768/20, 24.01.2001 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 24.01.2001 (46) Опубликовано: 10.05.2001 (73) Патентообладатель(и): Конюхов Игорь Святославович 1 7 9 4 8 R U (57) Формула полезной модели Устройство, содержащее четыре прямоугольных решетчатых руля для управления полетом летательного аппарата, отличающееся тем, что, с целью расширения маневренных характеристик летательного аппарата, оси поворота рулей, приводимые в действие рулевыми машинами, соединены соответствующими камерами сгорания газогенераторов на пастообразном топливе, которые, в свою очередь, за счет поворота их сферических головок и открытия дополнительных отверстий на корпусе газогенератора создают дополнительные управляющие моменты и силы. Ñòðàíèöà: 1 ru CL U 1 U 1 (54) УСТРОЙСТВО УПРАВЛЕНИЯ ПОЛЕТОМ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА 1 7 9 4 8 (72) Автор(ы): Конюхов И.С., Авдиенко А.А., Балашов А.Л., Ерошин В.Н., Конюхов А.С., Карцев Ю.Л., Саблин Н.А., Скорняков Д.Е., Тужилкин А.А. R U Адрес для переписки: 410031, г.Саратов, ул. Кузнечная, 28/42, кв.10, И.С.Конюхову (71) Заявитель(и): Конюхов Игорь Святославович U 1 U 1 1 7 9 4 8 1 7 9 4 8 R U R U Ñòðàíèöà: 2 RU FD 17 948 U1 RU 17 948 U1 RU FA 17 948 U1 RU DR 17 948 U1 RU 17 948 U1 RU 17 948 U1 RU 17 948 U1

Подробнее
Номер записи: 119
20-05-2001 дата публикации

ЗАРЯД ТВЕРДОГО ТОПЛИВА РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ

Номер: RU0000018092U1
Автор: Аликин В.Н., Зырянов М.В., Ковтун В.Е., Кузьмицкий Г.Э., Федченко Н.Н.
Принадлежит: Федеральное государственное унитарное предприятие "Пермский завод им. С.М. Кирова"

Заряд твердого топлива ракетного двигателя с осевым цилиндрическим каналом, имеющим на части канала продольные щели, отличающийся тем, что в зоне основания щелей заряд имеет кольцевую поперечную проточку, радиус которой составляет 0,125...0,2 высоты щелей, а расстояние от центра окружности 0... 0,2 высоты щелей. (19) RU (11) 18 092 (13) U1 (51) МПК F02K 9/10 (2000.01) РОССИЙСКОЕ АГЕНТСТВО ПО ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ (12) ОПИСАНИЕ ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К СВИДЕТЕЛЬСТВУ (21), (22) Заявка: 2000129438/20, 27.11.2000 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 27.11.2000 (46) Опубликовано: 20.05.2001 (72) Автор(ы): Аликин В.Н., Зырянов М.В., Ковтун В.Е., Кузьмицкий Г.Э., Федченко Н.Н. 1 8 0 9 2 R U (57) Формула полезной модели Заряд твердого топлива ракетного двигателя с осевым цилиндрическим каналом, имеющим на части канала продольные щели, отличающийся тем, что в зоне основания щелей заряд имеет кольцевую поперечную проточку, радиус которой составляет 0,125...0,2 высоты щелей, а расстояние от центра окружности 0... 0,2 высоты щелей. Ñòðàíèöà: 1 ru CL U 1 U 1 (54) ЗАРЯД ТВЕРДОГО ТОПЛИВА РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ 1 8 0 9 2 (73) Патентообладатель(и): Федеральное государственное унитарное предприятие "Пермский завод им. С.М. Кирова" R U Адрес для переписки: 614113, г.Пермь, ул. Гальперина, 11, ФГУП "Пермский завод им. С.М. Кирова" (71) Заявитель(и): Федеральное государственное унитарное предприятие "Пермский завод им. С.М. Кирова" RU FD 18 092 U1 RU 18 092 U1 RU 18 092 U1 RU 18 092 U1 RU FA 18 092 U1 RU DR 18 092 U1 RU 18 092 U1

Подробнее
Номер записи: 120
27-12-2001 дата публикации

ЗАРЯД ТВЕРДОГО ТОПЛИВА

Номер: RU0000021221U1
Автор: Аликин В.Н., Божья-Воля Н.С., Кузьмицкий Г.Э., Федченко Н.Н.
Принадлежит: Федеральное государственное унитарное предприятие "Пермский завод им. С.М. Кирова"

Вкладной заряд твердого топлива для активно-реактивного выстрела со сложной перфорацией канала, забронированный по наружной поверхности и торцам, отличающийся тем, что на торцы заряда через слой бронировки приклеены алюминиевые диски с центральными отверстиями, соответствующими форме поперечного сечения канала заряда, выходящего на торец, а толщина диска составляет половину толщины торцевой бронировки и равна (0,03-0,04)•b, где b - внешний радиус заряда, в см. (19) RU (11) 21 221 (13) U1 (51) МПК F02K 9/10 (2000.01) РОССИЙСКОЕ АГЕНТСТВО ПО ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ (12) ОПИСАНИЕ ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К СВИДЕТЕЛЬСТВУ (21), (22) Заявка: 2001117882/20 , 26.06.2001 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 26.06.2001 (46) Опубликовано: 27.12.2001 (72) Автор(ы): Аликин В.Н., Кузьмицкий Г.Э., Федченко Н.Н., Божья-Воля Н.С. 2 1 2 2 1 R U (57) Формула полезной модели Вкладной заряд твердого топлива для активно-реактивного выстрела со сложной перфорацией канала, забронированный по наружной поверхности и торцам, отличающийся тем, что на торцы заряда через слой бронировки приклеены алюминиевые диски с центральными отверстиями, соответствующими форме поперечного сечения канала заряда, выходящего на торец, а толщина диска составляет половину толщины торцевой бронировки и равна (0,03-0,04)•b, где b внешний радиус заряда, в см. Ñòðàíèöà: 1 U 1 U 1 (54) ЗАРЯД ТВЕРДОГО ТОПЛИВА 2 1 2 2 1 (73) Патентообладатель(и): Федеральное государственное унитарное предприятие "Пермский завод им. С.М. Кирова" R U Адрес для переписки: 614113, г.Пермь, ул. Гальперина, 11, ФГУП "Пермский завод им. С.М. Кирова" (71) Заявитель(и): Федеральное государственное унитарное предприятие "Пермский завод им. С.М. Кирова" RU 21 221 U1 RU 21 221 U1 RU 21 221 U1 RU 21 221 U1

Подробнее
Номер записи: 121
10-12-2002 дата публикации

РЕАКТИВНАЯ ТОРПЕДА-РАКЕТА (РТР)

Номер: RU0000026602U1
Автор: Балахонов Л.А., Коничев Алексей Викторович, Коничева Валентина Михайловна, Кравчук П.В., Рахманов А.А., Толмачев Вячеслав Иванович
Принадлежит: 46 ЦНИИ МО РФ, Коничев Алексей Викторович, Толмачев Вячеслав Иванович

1. Реактивная торпеда-ракета, содержащая корпус, заряд взрывчатого материала, двигатель, отличающаяся тем, что корпус торпеды-ракеты выполнен полым, цилиндрической формы, изготовленный из двух труб меньшего и большего диаметра, вставленных одна в другую, разделенных между собой радиальными и продольными перегородками, носовая часть торпеды выполнена пустотелым конусом, а конусное и кольцевое пространство труб заполнено взрывчатым материалом, следующая часть заполнена сжатым воздухом или другим газом и выполняет функции аккумулятора давления, последующая часть разделена продольной и радиальной перегородками на две части, одна из которых заполнена окислителем, а другая - горючим, торцы которых с одной стороны соединены с аккумулятором давления через редукторы, а с другой - с кольцевой смесительной камерой, последняя соединена с кольцевыми камерами сгорания и конической формы соплами, которые не выходят за пределы наружной части торпеды, где возникает дополнительная тяга, возникающая в полой части РТР за счет разряжения, возникающего при извержении газов из кольцевых камер сгорания и сопел, в которые всасывается встречный поток воды или воздуха. 2. Реактивная торпеда-ракета по п.1, отличающаяся тем, что с обеих сторон по длине корпуса установлены стреловидные крылья со стабилизатором, придающей экранированность полета и способность поражать цели на большой глубине, водо-надводные установки, вода-земля, вода-воздух. (19) RU (11) 26 602 (13) U1 (51) МПК F02K 9/48 (2000.01) РОССИЙСКОЕ АГЕНТСТВО ПО ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ (12) ОПИСАНИЕ ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К СВИДЕТЕЛЬСТВУ (21), (22) Заявка: 2001115070/20 , 06.06.2001 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 06.06.2001 (46) Опубликовано: 10.12.2002 (72) Автор(ы): Рахманов А.А. (RU) , Кравчук П.В. (RU) , Коничев Алексей Викторович (BY), Коничева Валентина Михайловна (BY), Толмачев Вячеслав Иванович (BY), Балахонов Л.А. (RU) 2 6 6 0 2 R U (57) Формула полезной модели 1. Реактивная торпеда-ракета, содержащая корпус, ...

Подробнее
Номер записи: 122
20-04-2003 дата публикации

ЗАРЯД ТВЕРДОГО ТОПЛИВА РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ

Номер: RU0000028896U1
Автор: Аликин В.Н., Ковтун В.Е., Кузьмицкий Г.Э., Семенов В.В., Федченко Н.Н.
Принадлежит: Федеральное государственное унитарное предприятие "Пермский завод им. С.М. Кирова"

Заряд твердого топлива ракетного двигателя с осевым цилиндрическим каналом и выполненными на части заряда продольными щелями, при этом длина каждой щели в вершине щелевого выреза больше длины щели в основании на величину, превосходящую половину высоты щели, отличающийся тем, что в основании щелей заряд имеет наклонную осесимметричную кольцевую проточку высотой до вершины щелей и шириной 0,95-2,55 ширины щелей. (19) RU (11) 28 896 (13) U1 (51) МПК F02K 9/10 (2000.01) РОССИЙСКОЕ АГЕНТСТВО ПО ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ (12) ОПИСАНИЕ ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К СВИДЕТЕЛЬСТВУ (21), (22) Заявка: 2002126112/20 , 27.09.2002 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 27.09.2002 (46) Опубликовано: 20.04.2003 (72) Автор(ы): Аликин В.Н., Ковтун В.Е., Кузьмицкий Г.Э., Семёнов В.В., Федченко Н.Н. 2 8 8 9 6 R U (57) Формула полезной модели Заряд твердого топлива ракетного двигателя с осевым цилиндрическим каналом и выполненными на части заряда продольными щелями, при этом длина каждой щели в вершине щелевого выреза больше длины щели в основании на величину, превосходящую половину высоты щели, отличающийся тем, что в основании щелей заряд имеет наклонную осесимметричную кольцевую проточку высотой до вершины щелей и шириной 0,95-2,55 ширины щелей. Ñòðàíèöà: 1 U 1 U 1 (54) ЗАРЯД ТВЕРДОГО ТОПЛИВА РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ 2 8 8 9 6 (73) Патентообладатель(и): Федеральное государственное унитарное предприятие "Пермский завод им. С.М. Кирова" R U Адрес для переписки: 614113, г. Пермь, ул. Гальперина, 11, ФГУП "Пермский завод им. С.М. Кирова", Генеральному директору Г.Э. Кузьмицкому (71) Заявитель(и): Федеральное государственное унитарное предприятие "Пермский завод им. С.М. Кирова" U 1 U 1 2 8 8 9 6 2 8 8 9 6 R U R U Ñòðàíèöà: 2 RU 28 896 U1 RU 28 896 U1 RU 28 896 U1 RU 28 896 U1 RU 28 896 U1 RU 28 896 U1 RU 28 896 U1 RU 28 896 U1

Подробнее
Номер записи: 123
27-06-2003 дата публикации

Вспомогательная двигательная установка ракетной ступени (варианты)

Номер: RU0000030398U1
Автор: Ефанов В.В., Селенгинский И.Н.
Принадлежит: Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение им. С.А. Лавочкина"

1. Вспомогательная двигательная установка ракетной ступени, содержащая твердотопливный двигатель с корпусом, снабженным торцевыми шпангоутами, соединенными с силовой конструкции ракетной ступени, отличающаяся тем, что вспомогательная двигательная установка снабжена закрепленным на силовой конструкции ступени и соединенным с первым торцом корпуса двигателя кронштейном с пазом и хомутом с пальцем, закрепленным на втором торцевом шпангоуте, при этом палец хомута введен в паз кронштейна с обеспечением возможности его перемещения вдоль продольной оси двигателя. 2. Вспомогательная двигательная установка ракетной ступени, содержащая твердотопливный двигатель с корпусом, снабженным торцевыми шпангоутами, соединенными с силовой конструкции ракетной ступени, отличающаяся тем, что вспомогательная двигательная установка снабжена закрепленным на силовой конструкции ступени и соединенным с первым торцом корпуса двигателя кронштейном с пальцем и хомутом с пазом, закрепленным на втором торцевом шпангоуте, при этом палец кронштейна введен в паз хомута с обеспечением возможности его перемещения вдоль продольной оси двигателя. (19) RU (11) 30 398 (13) U1 (51) МПК F02K 9/08 (2000.01) РОССИЙСКОЕ АГЕНТСТВО ПО ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ (12) ОПИСАНИЕ ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К СВИДЕТЕЛЬСТВУ (21), (22) Заявка: 2002130057/20 , 13.11.2002 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 13.11.2002 (46) Опубликовано: 27.06.2003 (72) Автор(ы): Ефанов В.В., Селенгинский И.Н. 3 0 3 9 8 R U (57) Формула полезной модели 1. Вспомогательная двигательная установка ракетной ступени, содержащая твердотопливный двигатель с корпусом, снабженным торцевыми шпангоутами, соединенными с силовой конструкции ракетной ступени, отличающаяся тем, что вспомогательная двигательная установка снабжена закрепленным на силовой конструкции ступени и соединенным с первым торцом корпуса двигателя кронштейном с пазом и хомутом с пальцем, закрепленным на втором торцевом шпангоуте, при этом палец хомута введен в паз кронштейна с ...

Подробнее
Номер записи: 124
20-08-2003 дата публикации

ПОРОХОВОЙ АККУМУЛЯТОР ДАВЛЕНИЯ

Номер: RU0000031612U1
Автор: Орлов Л.Г., Шандаков В.А., Шумский А.К.
Принадлежит: Закрытое акционерное общество Производственное объединение "Элла"

Пороховой аккумулятор давления, содержащий камеру сгорания с дроссельным отверстием, закрытым мембраной, и размещенные в ней заряд твердого топлива, рабочую жидкость и воспламенитель, при этом в камере сгорания установлены делящие ее на секции, перфорированные диафрагмы, а заряд твердого топлива выполнен в виде размещенных в секциях камеры сгорания шашек, отличающийся тем, что камера сгорания снабжена предохранительным клапаном и дополнительной секцией, которая заполнена абразивным порошком и гидродинамически связана с основными секциями за счет перфорированной трубки, проходящей по оси секции и соединенной с дроссельным отверстием. (19) RU (11) 31 612 (13) U1 (51) МПК F02K 9/08 (2000.01) РОССИЙСКОЕ АГЕНТСТВО ПО ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ (12) ОПИСАНИЕ ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К СВИДЕТЕЛЬСТВУ (21), (22) Заявка: 2003100114/20 , 04.01.2003 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 04.01.2003 (71) Заявитель(и): Закрытое акционерное общество Производственное объединение "ЭЛЛА" Адрес для переписки: 659322, Алтайский край, г. Бийск, ул. Социалистическая, 1, ФНПЦ "Алтай", патентный сектор (73) Патентообладатель(и): Закрытое акционерное общество Производственное объединение "ЭЛЛА" U 1 3 1 6 1 2 R U Ñòðàíèöà: 1 U 1 (57) Формула полезной модели Пороховой аккумулятор давления, содержащий камеру сгорания с дроссельным отверстием, закрытым мембраной, и размещенные в ней заряд твердого топлива, рабочую жидкость и воспламенитель, при этом в камере сгорания установлены делящие ее на секции, перфорированные диафрагмы, а заряд твердого топлива выполнен в виде размещенных в секциях камеры сгорания шашек, отличающийся тем, что камера сгорания снабжена предохранительным клапаном и дополнительной секцией, которая заполнена абразивным порошком и гидродинамически связана с основными секциями за счет перфорированной трубки, проходящей по оси секции и соединенной с дроссельным отверстием. 3 1 6 1 2 (54) ПОРОХОВОЙ АККУМУЛЯТОР ДАВЛЕНИЯ R U (72) Автор(ы): Шандаков В.А., Орлов Л.Г., Шумский А.К. ( ...

Подробнее
Номер записи: 125
10-05-2004 дата публикации

ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ С ТУРБОНАСОСНОЙ ПОДАЧЕЙ ДВУХКОМПОНЕНТНОГО КИСЛОРОДНО-УГЛЕВОДОРОДНОГО ТОПЛИВА

Номер: RU0000037774U1
Автор: Бахмутов А.А., Буканов В.Т., Каналин Ю.И., Клепиков И.А., Мирошкин В.В., Прищепа В.И.
Принадлежит: Бахмутов Аркадий Алексеевич, Буканов Владислав Тимофеевич, Каналин Юрий Иванович, Клепиков Игорь Алексеевич, Мирошкин Вячеслав Васильевич, Прищепа Владимир Иосифович

Жидкостный ракетный двигатель с турбонасосной подачей двухкомпонентного кислородно-углеводородного топлива, включающий магистрали жидких и газообразных рабочих тел, рассчитанную на проточное охлаждение углеводородным горючим камеру с форсуночной головкой и сверхзвуковым реактивным соплом, работающий на двухкомпонентном топливе при избытке одного из его компонентов газогенератор, топливные насосы с приводом от газовой турбины, выхлопной патрубок которой подключен к форсуночной головке камеры, отличающийся тем, что газовая турбина выполнена двухступенчатой. (19) RU (11) 37 774 (13) U1 (51) МПК F02K 9/48 (2000.01) РОССИЙСКОЕ АГЕНТСТВО ПО ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ (12) ОПИСАНИЕ ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К СВИДЕТЕЛЬСТВУ (21), (22) Заявка: 2002130515/20 , 14.11.2002 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 14.11.2002 (46) Опубликовано: 10.05.2004 3 7 7 7 4 R U (57) Формула полезной модели Жидкостный ракетный двигатель с турбонасосной подачей двухкомпонентного кислородно-углеводородного топлива, включающий магистрали жидких и газообразных рабочих тел, рассчитанную на проточное охлаждение углеводородным горючим камеру с форсуночной головкой и сверхзвуковым реактивным соплом, работающий на двухкомпонентном топливе при избытке одного из его компонентов газогенератор, топливные насосы с приводом от газовой турбины, выхлопной патрубок которой подключен к форсуночной головке камеры, отличающийся тем, что газовая турбина выполнена двухступенчатой. Ñòðàíèöà: 1 U 1 U 1 (54) ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ С ТУРБОНАСОСНОЙ ПОДАЧЕЙ ДВУХКОМПОНЕНТНОГО КИСЛОРОДНО-УГЛЕВОДОРОДНОГО ТОПЛИВА 3 7 7 7 4 (73) Патентообладатель(и): Бахмутов Аркадий Алексеевич (RU), Буканов Владислав Тимофеевич (RU), Каналин Юрий Иванович (RU), Клепиков Игорь Алексеевич (RU), Мирошкин Вячеслав Васильевич (RU), Прищепа Владимир Иосифович (RU) R U Адрес для переписки: 141400, Московская обл., г. Химки, ул. Московская, 10, кв.73, В.И. Прищепа (72) Автор(ы): Бахмутов А.А. (RU) , Буканов В.Т. (RU) , Каналин Ю.И. (RU) , ...

Подробнее
Номер записи: 126
27-08-2004 дата публикации

ПУЛЬСИРУЮЩИЙ ДЕТОНАЦИОННЫЙ ОДНОКАМЕРНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

Номер: RU0000040081U1
Автор: Голубятник В.В., Ефимочкин А.Ф.
Принадлежит: Голубятник Вячеслав Васильевич, Ефимочкин Александр Фролович

1. Пульсирующий детонационный однокамерный ракетный двигатель, содержащий баки с окислителем и горючим, камеру сгорания с соплом, клапаны окислителя и горючего, систему зажигания, отличающийся тем, что введены теплообменники систем горючего и окислителя, размещенные на камере сгорания, а также ресиверы горючего и окислителя. 2. Пульсирующий детонационный однокамерный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что объемы ресиверов окислителя и горючего подбираются по формуле где V - объем ресивера газообразного окислителя; V - объем ресивера газообразного горючего; ρ - плотность горючего; ρ - плотность окислителя; k - соотношение компонентов топлива. РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ (19) RU (11) 40 081 (13) U1 (51) МПК F02K 9/00 (2000.01) ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ, ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ (12) ОПИСАНИЕ ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К ПАТЕНТУ (21), (22) Заявка: 2004111418/22 , 15.04.2004 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 15.04.2004 (46) Опубликовано: 27.08.2004 (73) Патентообладатель(и): Голубятник Вячеслав Васильевич (RU), Ефимочкин Александр Фролович (RU) U 1 4 0 0 8 1 где Vo - объем ресивера газообразного окислителя; Vг - объем ресивера газообразного горючего; ρг - плотность горючего; R U ρо - плотность окислителя; km - соотношение компонентов топлива. Ñòðàíèöà: 1 U 1 Формула полезной модели 1. Пульсирующий детонационный однокамерный ракетный двигатель, содержащий баки с окислителем и горючим, камеру сгорания с соплом, клапаны окислителя и горючего, систему зажигания, отличающийся тем, что введены теплообменники систем горючего и окислителя, размещенные на камере сгорания, а также ресиверы горючего и окислителя. 2. Пульсирующий детонационный однокамерный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что объемы ресиверов окислителя и горючего подбираются по формуле 4 0 0 8 1 (54) ПУЛЬСИРУЮЩИЙ ДЕТОНАЦИОННЫЙ ОДНОКАМЕРНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ R U Адрес для переписки: 394077, г.Воронеж, ул. Лизюкова, 6, кв.123, В.В. Голубятник (72) Автор(ы): Голубятник ...

Подробнее
Номер записи: 127
10-11-2004 дата публикации

ВКЛАДНОЙ ЗАРЯД ТОРЦЕВОГО ГОРЕНИЯ

Номер: RU0000041806U1
Автор: Батанцев А.В., Зайцева Г.И., Зорин В.А., Иванов Ю.М., Колесников В.И., Красильников Ф.С., Талалаев А.П., Энкин Э.А.
Принадлежит: Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов"

Вкладной заряд торцевого горения маршевого двигателя противоградовой ракеты, содержащий топливную шашку, забронированный передний торец, боковое бронепокрытие, сопловой горящий торец, отличающийся тем, что толщина бокового покрытия линейно возрастает в направлении к переднему торцу, а ее увеличение в плоскости переднего торца равно полю допуска на толщину покрытия. РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ (19) RU (11) 41 806 (13) U1 (51) МПК F02K 9/32 (2000.01) ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ, ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ (12) ОПИСАНИЕ ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К ПАТЕНТУ (21), (22) Заявка: 2003114971/22 , 20.05.2003 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 20.05.2003 (45) Опубликовано: 10.11.2004 4 1 8 0 6 R U Формула полезной модели Вкладной заряд торцевого горения маршевого двигателя противоградовой ракеты, содержащий топливную шашку, забронированный передний торец, боковое бронепокрытие, сопловой горящий торец, отличающийся тем, что толщина бокового покрытия линейно возрастает в направлении к переднему торцу, а ее увеличение в плоскости переднего торца равно полю допуска на толщину покрытия. Ñòðàíèöà: 1 U 1 U 1 (54) ВКЛАДНОЙ ЗАРЯД ТОРЦЕВОГО ГОРЕНИЯ 4 1 8 0 6 (73) Патентообладатель(и): Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" (RU) R U Адрес для переписки: 614113, г.Пермь, ул. Чистопольская, 16, Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" (72) Автор(ы): Талалаев А.П. (RU), Колесников В.И. (RU) , Энкин Э.А. (RU) , Зорин В.А. (RU) , Красильников Ф.С. (RU) , Иванов Ю.М. (RU) , Зайцева Г.И. (RU), Батанцев А.В. (RU) RU 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 41 806 U1 Изобретение относится к области ракетной техники, применяемой для предотвращения градобития. Маршевый двигатель противоградовой ракеты содержит вкладной заряд торцевого горения, имеет тягу 4-6кгс и время работы 40-5 Ос. Для создания контролируемой поверхности горения заряд имеет переднее ...

Подробнее
Номер записи: 128
27-12-2004 дата публикации

КОМБИНИРОВАННЫЙ ВОЗДУШНО-РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

Номер: RU0000043039U1
Автор: Калинин В.Н., Раимов Р.Х., Скляров А.М., Ягфаров И.К.
Принадлежит: ОАО "Казанское опытное конструкторское бюро "Союз"

1. Комбинированный воздушно-ракетный двигатель, включающий воздухозаборник, соединенный с компрессором, газогенератор на унитарном топливе с недостатком окислителя, соединенный с турбиной привода компрессора, камеру дожигания и сопло, отличающийся тем, что рабочие лопаточные венцы компрессора и турбины расположены на общем вращающемся диске, воздух из компрессора смешивается с затурбинным газом в смесительном устройстве на входе в камеру дожигания, сопло состоит из четырех секторов по периферии камеры дожигания, на выходе из которых установлены газовые рули, а корпус двигателя за соплом посредством быстроразъемного соединения связан с отделяемым стартовым ускорителем. 2. Комбинированный воздушно-ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что камера дожигания и внешние стенки двигателя образуют канал охлаждения, соединенный на входе с воздухозаборником, а на выходе - с соплом. 3. Комбинированный воздушно-ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что конструкция смесительного устройства обеспечивает размещение блока хранения и подачи в камеру дожигания дополнительного горючего через специальные форсунки. 4. Комбинированный воздушно-ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что в камере дожигания размещается устройство для воспламенения. РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ (19) RU (11) 43 039 (13) U1 (51) МПК F02K 9/78 (2000.01) ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ, ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ (12) ОПИСАНИЕ ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К ПАТЕНТУ Адрес для переписки: 420036, г.Казань, ул. Дементьева, 1, ОАО КОКБ "Союз" (73) Патентообладатель(и): ОАО "Казанское опытное конструкторское бюро "Союз" (RU) (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 13.04.2004 Ñòðàíèöà: 1 U 1 4 3 0 3 9 R U U 1 Формула полезной модели 1. Комбинированный воздушно-ракетный двигатель, включающий воздухозаборник, соединенный с компрессором, газогенератор на унитарном топливе с недостатком окислителя, соединенный с турбиной привода компрессора, камеру дожигания и сопло, отличающийся тем, что ...

Подробнее
Номер записи: 129
10-01-2005 дата публикации

ПУЛЬСИРУЮЩИЙ ДЕТОНАЦИОННЫЙ ОДНОКАМЕРНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ С ПРИНУДИТЕЛЬНОЙ СИСТЕМОЙ ПОДАЧИ ТОПЛИВА

Номер: RU0000043315U1
Автор: Голубятник В.В., Ефимочкин А.Ф.
Принадлежит: Голубятник Вячеслав Васильевич, Ефимочкин Александр Фролович

1. Пульсирующий детонационный однокамерный ракетный двигатель с принудительной системой подачи топлива, содержащий баки с горючим и окислителем, камеру сгорания с соплом, клапаны горючего и окислителя, систему зажигания, теплообменники систем горючего и окислителя, размещенные на камере сгорания, а также ресиверы горючего и окислителя, отличающийся тем, что введены трубопровод отбора газообразных продуктов сгорания, обратный клапан, поршни баков горючего и окислителя, теплообменник охлаждения горячих газов, соединительный трубопровод, трубопроводы наддува баков горючего и окислителя. 2. Пульсирующий детонационный однокамерный ракетный двигатель с принудительной системой подачи топлива по п.1, отличающийся тем, что диаметры трубопроводов системы наддува горючего (d) и окислителя (d), рассчитывают по формулам: где D – диаметр соединительного трубопровода; d – диаметр трубопровода горючего; d – диаметр трубопровода окислителя; L – длина трубопровода горючего; L – длина трубопровода окислителя; ρ – плотность горючего; ρ – плотность окислителя; К – соотношение компонентов топлива. РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ (19) RU (11) 43 315 (13) U1 (51) МПК F02K 9/00 (2000.01) ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ, ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ (12) ОПИСАНИЕ ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К ПАТЕНТУ (21), (22) Заявка: 2004128573/22 , 27.09.2004 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 27.09.2004 (45) Опубликовано: 10.01.2005 (73) Патентообладатель(и): Голубятник Вячеслав Васильевич (RU), Ефимочкин Александр Фролович (RU) U 1 4 3 3 1 5 R U где D – диаметр соединительного трубопровода; dг – диаметр трубопровода горючего; dО – диаметр трубопровода окислителя; L г – длина трубопровода горючего; Lо – длина трубопровода окислителя; ρг – плотность горючего; ρо – плотность окислителя; Кm – соотношение компонентов топлива. Ñòðàíèöà: 1 U 1 Формула полезной модели 1. Пульсирующий детонационный однокамерный ракетный двигатель с принудительной системой подачи топлива, содержащий баки с горючим и ...

Подробнее
Номер записи: 130
27-01-2006 дата публикации

ПУЛЬСИРУЮЩИЙ ДЕТОНАЦИОННЫЙ ОДНОКАМЕРНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ С КОМБИНИРОВАННОЙ СИСТЕМОЙ ИСТЕЧЕНИЯ ПРОДУКТОВ СГОРАНИЯ

Номер: RU0000051118U1
Автор: Голубятник Вячеслав Васильевич, Ефимочкин Александр Фролович
Принадлежит: Голубятник Вячеслав Васильевич, Ефимочкин Александр Фролович

1. Пульсирующий детонационный однокамерный ракетный двигатель с комбинированной системой истечения, содержащий баки с окислителем и горючим, камеру сгорания, сопло Лаваля, клапаны окислителя и горючего, систему зажигания, теплообменники систем горючего и окислителя, размещенные на камере сгорания, а также ресиверы горючего и окислителя, отличающийся тем, что содержит резонансную трубу, установленную в закритической части сопла Лаваля. 2. Пульсирующий детонационный однокамерный ракетный двигатель с комбинированной системой истечения по п.1, отличающийся тем, что длина резонансной трубы рассчитывается по формуле: L=kd, где L - длина резонансной трубы; d - диаметр резонансной трубы, d=d, где d - диаметр критического сечения сопла Лаваля; k - безразмерный коэффициент, определяемый опытным путем, k=10-14. РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ (19) RU (11) 51 118 (13) U1 (51) МПК F02K 9/00 (2006.01) ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ, ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ (12) ОПИСАНИЕ ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К ПАТЕНТУ (21), (22) Заявка: 2005123653/22 , 25.07.2005 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 25.07.2005 (45) Опубликовано: 27.01.2006 (73) Патентообладатель(и): Голубятник Вячеслав Васильевич (RU), Ефимочкин Александр Фролович (RU) U 1 5 1 1 1 8 р - диаметр критического сечения сопла Лаваля; k - безразмерный коэффициент, R U определяемый опытным путем, k=10-14. Ñòðàíèöà: 1 U 1 Формула полезной модели 1. Пульсирующий детонационный однокамерный ракетный двигатель с комбинированной системой истечения, содержащий баки с окислителем и горючим, камеру сгорания, сопло Лаваля, клапаны окислителя и горючего, систему зажигания, теплообменники систем горючего и окислителя, размещенные на камере сгорания, а также ресиверы горючего и окислителя, отличающийся тем, что содержит резонансную трубу, установленную в закритической части сопла Лаваля. 2. Пульсирующий детонационный однокамерный ракетный двигатель с комбинированной системой истечения по п.1, отличающийся тем, что длина ...

Подробнее
Номер записи: 131
10-05-2006 дата публикации

РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

Номер: RU0000053382U1
Автор: Грицун Сергей Николаевич, Павлов Сергей Петрович, Тарасова Галина Борисовна, Федосенко Владимир Олегович, Федосенко Олег Федорович, Шевченко Леонид Фаддеевич
Принадлежит: Тарасова Галина Борисовна, Федосенко Олег Федорович

1. Реактивный двигатель, содержащий газогенератор с соплом для формирования истекающего реактивного газового потока, отличающийся тем, что соосно с соплом газогенератора дополнительно установлен резонатор с выходным реактивным соплом, герметически соединенный с корпусом газового генератора. 2. Реактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что введен блок управления со следящей системой и исполнительным механизмом, связанный с датчиками измерения частоты пульсаций истекающего газового потока и собственной резонансной частоты колебаний резонатора таким образом, чтобы обеспечить изменение внутреннего объема резонатора. 3. Устройство по пп.1 и 2, отличающееся тем, что резонатор соединен с корпусом газогенератора посредством уплотнителя, размещенного в канавках корпуса газогенератора. РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ (19) RU (11) 53 382 (13) U1 (51) МПК F02K 9/80 F02K 9/42 (2006.01) (2006.01) ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ, ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ (12) ОПИСАНИЕ ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К ПАТЕНТУ (21), (22) Заявка: 2005127876/22 , 06.09.2005 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 06.09.2005 (45) Опубликовано: 10.05.2006 (73) Патентообладатель(и): Тарасова Галина Борисовна (RU), Федосенко Олег Федорович (RU) U 1 R U Ñòðàíèöà: 1 U 1 Формула полезной модели 1. Реактивный двигатель, содержащий газогенератор с соплом для формирования истекающего реактивного газового потока, отличающийся тем, что соосно с соплом газогенератора дополнительно установлен резонатор с выходным реактивным соплом, герметически соединенный с корпусом газового генератора. 2. Реактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что введен блок управления со следящей системой и исполнительным механизмом, связанный с датчиками измерения частоты пульсаций истекающего газового потока и собственной резонансной частоты колебаний резонатора таким образом, чтобы обеспечить изменение внутреннего объема резонатора. 3. Устройство по пп.1 и 2, отличающееся тем, что резонатор соединен с корпусом ...

Подробнее
Номер записи: 132
10-07-2006 дата публикации

ВОСПЛАМЕНИТЕЛЬНОЕ УСТРОЙСТВО ЗАПУСКА РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ НА ТВЕРДОМ ТОПЛИВЕ

Номер: RU0000054635U1
Автор: Ваулин Сергей Дмитриевич, Волошин Владимир Александрович, Липанов Алексей Матвеевич
Принадлежит: Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Южно-Уральский государственный университет ЮУрГУ

Воспламенительное устройство запуска ракетного двигателя на твердом топливе, содержащее корпус с расходными отверстиями, поперечные сечения которых определены с учетом расчетного режима воспламенения, воспламенительный состав в оплетке, размещенной в корпусе, снабженном фланцем с пиропатроном, отличающееся тем, что расходные отверстия выполнены в виде сопл и расположены группами равномерно по окружностям корпуса в его поперечном сечении, сопла снабжены заглушками, толщина которых для каждой i-й группы сопл выбрана из условия где p - расчетное давление в корпусе воспламенителя, равное P-P; P - расчетное давление в свободном объеме двигателя в i-й момент времени; P - расчетное давление в корпусе воспламенителя в i-й момент времени; [σ] - предел прочности материала заглушки; R - радиус заглушки, при этом меньшая толщина заглушек выполнена в соплах группы, наиболее удаленной от фланца корпуса, а угол раствора направленности осей сопл выполнен в диапазоне 15-180°, причем меньший угол раствора - в соплах группы, наиболее удаленной от фланца корпуса. РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ (19) RU (11) 54 635 (13) U1 (51) МПК F02K 9/26 (2006.01) ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ, ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ (12) ОПИСАНИЕ ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К ПАТЕНТУ (21), (22) Заявка: 2005138573/22 , 09.12.2005 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 09.12.2005 (45) Опубликовано: 10.07.2006 (73) Патентообладатель(и): Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Южно-Уральский государственный университет ЮУрГУ (RU) U 1 5 4 6 3 5 R U где p - расчетное давление в корпусе воспламенителя, равное P 2-P1; P1 i - расчетное давление в свободном объеме двигателя в i-й момент времени; P2 i - расчетное давление в корпусе воспламенителя в i-й момент времени; [σ] - предел прочности материала заглушки; R - радиус заглушки, при этом меньшая толщина заглушек выполнена в соплах группы, наиболее удаленной от фланца корпуса, а угол раствора направленности осей сопл ...

Подробнее
Номер записи: 133
10-08-2006 дата публикации

СОПЛО МНОГОКАМЕРНОГО ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ

Номер: RU0000055432U1
Автор: Семенов Василий Васильевич, Талалаев Андрей Алексеевич
Принадлежит: Московский авиационный институт (государственный технический университет), Семенов Василий Васильевич, Талалаев Андрей Алексеевич

Сопло многокамерного жидкостного ракетного двигателя, состоящего из трех или четырех круглых сопел, расположенных по окружности, снабженных общим круглым насадком, отличающееся тем, что на тяговой поверхности насадка, в сечении, перпендикулярном его оси, выполнены отверстия, насадок снабжен общим коллектором, соединяющим эти отверстия с пространством между круглыми соплами. РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ (19) RU (11) 55 432 (13) U1 (51) МПК F02K 9/80 F02K 9/97 (2006.01) (2006.01) ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ, ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ (12) ОПИСАНИЕ ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К ПАТЕНТУ (21), (22) Заявка: 2006100002/22 , 10.01.2006 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 10.01.2006 (45) Опубликовано: 10.08.2006 (73) Патентообладатель(и): Московский авиационный институт (государственный технический университет) (RU), Семенов Василий Васильевич (RU), Талалаев Андрей Алексеевич (RU) U 1 5 5 4 3 2 R U Ñòðàíèöà: 1 U 1 Формула полезной модели Сопло многокамерного жидкостного ракетного двигателя, состоящего из трех или четырех круглых сопел, расположенных по окружности, снабженных общим круглым насадком, отличающееся тем, что на тяговой поверхности насадка, в сечении, перпендикулярном его оси, выполнены отверстия, насадок снабжен общим коллектором, соединяющим эти отверстия с пространством между круглыми соплами. 5 5 4 3 2 (54) СОПЛО МНОГОКАМЕРНОГО ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ R U Адрес для переписки: 125993, Москва, А-80, ГСП, Волоколамское ш., 4, МАИ, патентный отдел (72) Автор(ы): Семенов Василий Васильевич (RU), Талалаев Андрей Алексеевич (RU) RU 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 432 U1 Предлагаемое изобретение относится к области ракетостроения в частности к многокамерным ракетным двигателям и предназначено для повышения среднего по траектории удельного импульса двигателя. Известно сопло многокамерного жидкостного ракетного двигателя, состоящее из трех или четырех круглых сопел Лаваля, расположенных по окружности, снабженных общим круглым расширяющимся ...

Подробнее
Номер записи: 134
10-08-2006 дата публикации

УСТАНОВКА ДЛЯ ИССЛЕДОВАНИЯ РЕЖИМОВ РАБОТЫ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА

Номер: RU0000055433U1
Автор: Галкин Геннадий Николаевич, Губанов Денис Сергеевич, Ларин Михаил Николаевич, Чежегов Василий Энгельсович
Принадлежит: Серпуховской военный институт ракетных войск (СВИ РВ)

Установка для исследования режимов работы ракетного двигателя твердого топлива, содержащая воспламенитель, заряд, камеру сгорания, сопловой блок, системы замера значения тяги и давления, отличающаяся тем, что она снабжена сигнализатором давления, связанного с камерой сгорания, электрические контакты сигнализатора давления включены в цепь между электрическим источником питания и реле времени, включающим электромагнит, шток которого связан с чекой, фиксирующей иглу, находящуюся в корпусе узла отсечки, которая удерживает стопорные шарики, находящиеся в отверстиях корпуса узла отсечки в состоянии зацепления с подвижной втулкой, расположенной на наружной поверхности корпуса и связанной резьбовым соединением с упорным кольцом, фиксирующим откидные сферические клапаны в закрытом положении, а фиксирующая игла укреплена с возможностью осевого перемещения внутри корпуса узла отсечки под действием сжатой между передней стенкой и задним торцом фиксирующей иглы пружины, после извлечения чеки до положения, в котором стопорные шарики совмещаются с проточкой, выполненной на игле, при этом обеспечивается возможность осевого перемещения, связанных втулки и упорного кольца до расфиксации сферических клапанов. РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ (19) RU (11) 55 433 (13) U1 (51) МПК F02K 9/96 (2006.01) ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ, ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ (12) ОПИСАНИЕ ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К ПАТЕНТУ Адрес для переписки: 142202, Московская обл., г. Серпухов, СВИ РВ (73) Патентообладатель(и): Серпуховской военный институт ракетных войск (СВИ РВ) (RU) (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 15.12.2005 Ñòðàíèöà: 1 U 1 5 5 4 3 3 R U U 1 Формула полезной модели Установка для исследования режимов работы ракетного двигателя твердого топлива, содержащая воспламенитель, заряд, камеру сгорания, сопловой блок, системы замера значения тяги и давления, отличающаяся тем, что она снабжена сигнализатором давления, связанного с камерой сгорания, электрические контакты сигнализатора ...

Подробнее
Номер записи: 135
10-09-2006 дата публикации

СОПЛОВОЙ БЛОК РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ

Номер: RU0000056489U1
Автор: Семенов Василий Васильевич, Талалаев Андрей Алексеевич
Принадлежит: Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Московский авиационный институт (государственный технический университет), Семенов Василий Васильевич, Талалаев Андрей Алексеевич

Сопловой блок ракетного двигателя, состоящий из нескольких круглых сопел Лаваля, снабженных общим плоским насадком, каждая тяговая стенка которого является продолжением контуров сверхзвуковых частей круглых сопел, две параллельные боковые стенки насадка расположены перпендикулярно к тяговым стенкам насадка, отличающийся тем, что каждая тяговая стенка имеет две поперечные щели на всю ширину, одна из которых расположена у срезов круглых сопел, другая на расстоянии 0,3-0,7L от выходного среза насадка, где L - длина насадка, и состоит из неподвижных и подвижных частей, расположенных на шарнирах с возможностью их поворота и фиксации в створах щелей с помощью исполнительных устройств, причем внутренний профиль подвижной части тяговой стенки расположенной ближе к срезам круглых сопел, имеет плавные переходы, а профиль другой подвижной части - гладкий. РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ (19) RU (11) 56 489 (13) U1 (51) МПК F02K 9/97 F02K 1/00 (2006.01) (2006.01) ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ, ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ (12) ОПИСАНИЕ ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К ПАТЕНТУ (21), (22) Заявка: 2005135803/22 , 18.11.2005 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 18.11.2005 (45) Опубликовано: 10.09.2006 5 6 4 8 9 R U Формула полезной модели Сопловой блок ракетного двигателя, состоящий из нескольких круглых сопел Лаваля, снабженных общим плоским насадком, каждая тяговая стенка которого является продолжением контуров сверхзвуковых частей круглых сопел, две параллельные боковые стенки насадка расположены перпендикулярно к тяговым стенкам насадка, отличающийся тем, что каждая тяговая стенка имеет две поперечные щели на всю ширину, одна из которых расположена у срезов круглых сопел, другая на расстоянии 0,3-0,7L от выходного среза насадка, где L - длина насадка, и состоит из неподвижных и подвижных частей, расположенных на шарнирах с возможностью их поворота и фиксации в створах щелей с помощью исполнительных устройств, причем внутренний профиль подвижной части тяговой стенки ...

Подробнее
Номер записи: 136
10-09-2006 дата публикации

РЕГУЛИРУЕМОЕ ЩЕЛЕВОЕ СОПЛО

Номер: RU0000056490U1
Автор: Семенов Василий Васильевич, Талалаев Андрей Алексеевич
Принадлежит: Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Московский авиационный институт (государственный технический университет), Семенов Василий Васильевич, Талалаев Андрей Алексеевич

Регулируемое щелевое сопло ракетного двигателя, имеющее щель на поверхности сверхзвуковой части, отличающееся тем, что поверхность сопла за щелью выполнена в виде разъемного по средней продольной плоскости насадка, причем насадок выполнен с возможностью раскрытия и фиксации с помощью раздвижного механизма. РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ (19) RU (11) 56 490 (13) U1 (51) МПК F02K 9/97 F02K 9/80 F02K 1/06 (2006.01) (2006.01) (2006.01) ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ, ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ (12) ОПИСАНИЕ ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К ПАТЕНТУ (21), (22) Заявка: 2005135801/22 , 18.11.2005 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 18.11.2005 (72) Автор(ы): Семенов Василий Васильевич (RU), Талалаев Андрей Алексеевич (RU) (73) Патентообладатель(и): Государственное образовательное учреждение высшего профессионального Адрес для переписки: образования Московский авиационный 125993, Москва, А-80, ГСП-3, институт (государственный технический Волоколамское ш., 4, МАИ, Патентный отдел университет) (RU) , Семенов Василий Васильевич (RU), Талалаев Андрей Алексеевич (RU) (45) Опубликовано: 10.09.2006 U 1 5 6 4 9 0 R U U 1 Ñòðàíèöà: 1 5 6 4 9 0 Формула полезной модели Регулируемое щелевое сопло ракетного двигателя, имеющее щель на поверхности сверхзвуковой части, отличающееся тем, что поверхность сопла за щелью выполнена в виде разъемного по средней продольной плоскости насадка, причем насадок выполнен с возможностью раскрытия и фиксации с помощью раздвижного механизма. R U (54) РЕГУЛИРУЕМОЕ ЩЕЛЕВОЕ СОПЛО RU 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 56 490 U1 Предлагаемая полезная модель относится к области ракетостроения и предназначено для повышения среднего по траектории удельного импульса двигателя. Известно регулируемое сопло ракетного двигателя, имеющее кольцевое щелевое отверстие на поверхности сверхзвуковой части. [Книга «Основы теории и расчета ЖРД», издание 4, часть 1, стр.316, г.Москва, «Высшая школа», 1993 г., «Регулируемое щелевое сопло.»] - прототип. Недостатком прототипа ...

Подробнее
Номер записи: 137
10-09-2006 дата публикации

РЕГУЛИРУЕМОЕ ЩЕЛЕВОЕ СОПЛО

Номер: RU0000056491U1
Автор: Семенов Василий Васильевич, Талалаев Андрей Алексеевич
Принадлежит: Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Московский авиационный институт (государственный технический университет), Семенов Василий Васильевич, Талалаев Андрей Алексеевич

Регулируемое щелевое сопло ракетного двигателя, содержащее кольцевую щель на поверхности сверхзвуковой части, отличающееся тем, что поверхность сопла за щелью выполнена в виде составного насадка, причем неподвижная часть насадка расположена ближе к срезу сопла, а подвижная часть расположена в створе щели и выполнена с возможностью перемещения вдоль продольной оси сопла. РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ (19) RU (11) 56 491 (13) U1 (51) МПК F02K 9/97 F02K 9/80 F02K 1/06 (2006.01) (2006.01) (2006.01) ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ, ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ (12) ОПИСАНИЕ ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К ПАТЕНТУ (21), (22) Заявка: 2005135802/22 , 18.11.2005 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 18.11.2005 (45) Опубликовано: 10.09.2006 R U 5 6 4 9 1 Формула полезной модели Регулируемое щелевое сопло ракетного двигателя, содержащее кольцевую щель на поверхности сверхзвуковой части, отличающееся тем, что поверхность сопла за щелью выполнена в виде составного насадка, причем неподвижная часть насадка расположена ближе к срезу сопла, а подвижная часть расположена в створе щели и выполнена с возможностью перемещения вдоль продольной оси сопла. Ñòðàíèöà: 1 U 1 U 1 (54) РЕГУЛИРУЕМОЕ ЩЕЛЕВОЕ СОПЛО 5 6 4 9 1 (73) Патентообладатель(и): Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Московский авиационный институт (государственный технический университет) (RU) , Семенов Василий Васильевич (RU), Талалаев Андрей Алексеевич (RU) R U Адрес для переписки: 125993, Москва, А-80, ГСП-3, Волоколамское ш., 4, ГОУ ВПО МАИ, Патентный отдел (72) Автор(ы): Семенов Василий Васильевич (RU), Талалаев Андрей Алексеевич (RU) RU 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 56 491 U1 Предлагаемая полезная модель относится к области ракетостроения и предназначено для повышения среднего по траектории удельного импульса двигателя. Известно регулируемое сопло ракетного двигателя, имеющее кольцевое щелевое отверстие на поверхности сверхзвуковой части. [Книга «Основы теории и расчета ...

Подробнее
Номер записи: 138
27-06-2007 дата публикации

ТВЕРДОТОПЛИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ РАКЕТЫ ДЛЯ АКТИВНОГО ВОЗДЕЙСТВИЯ НА ОБЛАКА

Номер: RU0000064292U1
Автор: Дубинин Борис Николаевич, Зюкин Александр Николаевич, Поносов Владимир Степанович, Сапега Дина Дмитриевна
Принадлежит: Дубинин Борис Николаевич

Твердотопливный двигатель ракеты для активного воздействия на облака, содержащий камеры с размещенными внутри их пороховыми шашками с равными сводами горения и сопловой блок, отличающийся тем, что в нем пороховые шашки размещены в одной камере, между ними установлена диафрагма, а отношения площадей проходных сечений между корпусом и пороховой шашкой, прилегающей к сопловому блоку, корпусом и следующей шашкой составляет 1,5...1,8 при отношении их поверхностей горения 0,5...0,8. РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ (19) RU (11) 64 292 (13) U1 (51) МПК F02K 9/08 (2006.01) A01G 15/00 (2006.01) ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ, ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ (12) ОПИСАНИЕ ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К ПАТЕНТУ (21), (22) Заявка: 2007105563/22 , 14.02.2007 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 14.02.2007 (45) Опубликовано: 27.06.2007 (73) Патентообладатель(и): Дубинин Борис Николаевич (RU) U 1 6 4 2 9 2 R U Ñòðàíèöà: 1 U 1 Формула полезной модели Твердотопливный двигатель ракеты для активного воздействия на облака, содержащий камеры с размещенными внутри их пороховыми шашками с равными сводами горения и сопловой блок, отличающийся тем, что в нем пороховые шашки размещены в одной камере, между ними установлена диафрагма, а отношения площадей проходных сечений между корпусом и пороховой шашкой, прилегающей к сопловому блоку, корпусом и следующей шашкой составляет 1,5...1,8 при отношении их поверхностей горения 0,5...0,8. 6 4 2 9 2 (54) ТВЕРДОТОПЛИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ РАКЕТЫ ДЛЯ АКТИВНОГО ВОЗДЕЙСТВИЯ НА ОБЛАКА R U Адрес для переписки: 141364, Московская обл., Сергиево-Посадский р-н, пос. Скоропусковский, 2А, кв.5, Дубинину (72) Автор(ы): Сапега Дина Дмитриевна (RU), Дубинин Борис Николаевич (RU), Поносов Владимир Степанович (RU), Зюкин Александр Николаевич (RU) U 1 U 1 6 4 2 9 2 6 4 2 9 2 R U R U Ñòðàíèöà: 2 RU 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 64 292 U1 Настоящая полезная модель относится к двигателям для ракет, предназначенных для воздействия на облака посредством активного реагента. ...

Подробнее
Номер записи: 139
20-01-2008 дата публикации

ГОЛОВКА СМЕСИТЕЛЬНАЯ КАМЕРЫ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ МАЛОЙ ТЯГИ

Номер: RU0000070346U1
Автор: Ваулин Сергей Дмитриевич, Салич Василий Леонидович
Принадлежит: Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Южно-Уральский государственный университет ЮУрГУ

Головка смесительная камеры ракетного двигателя малой тяги, содержащая корпус с выполненными в нем коллекторами окислителя и горючего, смеситель с внутренним объемом, разделенным на последовательно расположенные цилиндрические полости большого и малого диаметров, предназначенных соответственно для сжигания и предварительного смешения компонентов топлива, гнездом для установки агрегата зажигания, соединенным с полостью малого диаметра, радиальными струйными форсунками окислителя, выходящими из коллектора окислителя в полость малого диаметра, струйными форсунками горючего, соединяющими форсунки окислителя и коллектор горючего, форсунками внутреннего охлаждения смесителя, выходящими из коллектора окислителя в полость большого диаметра, отличающаяся тем, что в смесителе на выходе из полости меньшего диаметра выполнен кольцевой выступ. РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ (19) RU (11) 70 346 (13) U1 (51) МПК F23K 5/00 F02K 9/44 (2006.01) (2006.01) ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ, ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ (12) ОПИСАНИЕ ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К ПАТЕНТУ (21), (22) Заявка: 2007130207/22 , 06.08.2007 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 06.08.2007 (45) Опубликовано: 20.01.2008 (73) Патентообладатель(и): Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Южно-Уральский государственный университет ЮУрГУ (RU) U 1 7 0 3 4 6 R U Ñòðàíèöà: 1 U 1 Формула полезной модели Головка смесительная камеры ракетного двигателя малой тяги, содержащая корпус с выполненными в нем коллекторами окислителя и горючего, смеситель с внутренним объемом, разделенным на последовательно расположенные цилиндрические полости большого и малого диаметров, предназначенных соответственно для сжигания и предварительного смешения компонентов топлива, гнездом для установки агрегата зажигания, соединенным с полостью малого диаметра, радиальными струйными форсунками окислителя, выходящими из коллектора окислителя в полость малого диаметра, струйными форсунками горючего, ...

Подробнее
Номер записи: 140
27-03-2008 дата публикации

ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ С КАРДАННЫМ ПОДВЕСОМ

Номер: RU0000072019U1
Автор: Ахметов Равиль Нургалиевич, Данильченко Валерий Павлович, Кирилин Александр Николаевич, Михайлов Степан Васильевич, Новиков Валентин Михайлович, Тресвятский Сергей Николаевич, Федорченко Дмитрий Геннадьевич, Чикалов Виктор Григорьевич
Принадлежит: Открытое акционерное общество "Самарский научно-технический комплекс им. Н.Д. Кузнецова"

1. Жидкостный ракетный двигатель с карданным подвесом, содержащий камеру сгорания, карданный шаровой подвес с неподвижным опорным элементом, например конусом, и подвижным, скрепленным с камерой, и рулевые машины с силовыми цилиндрами, отличающийся тем, что каждая рулевая машина закреплена по своим точкам крепления на верхнем кронштейне, установленном на неподвижном опорном элементе и на нижнем горизонтальном кронштейне, установленном на нижней части подвижного конуса, например, на ее разъемном конце с подкреплением в виде раскоса, подсоединенного в районе шарового подвеса второй его шарнирной точкой крепления к верхней части подвижного опорного конуса. 2. Жидкостный ракетный двигатель с карданным подвесом по п.1, отличающийся тем, что силовые цилиндры в номинальном положении двигателя с их шарнирными точками крепления, в виде шаровых шарниров, расположены в двух вертикальных плоскостях, проходящих через ось камеры сгорания и расположенные в плане под углом 45°±1° к осям кардана РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ (19) RU (11) 72 019 (13) U1 (51) МПК F02K 9/66 F02K 9/42 (2006.01) (2006.01) ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ, ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ (12) ОПИСАНИЕ ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К ПАТЕНТУ (21), (22) Заявка: 2007134492/22 , 14.09.2007 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 14.09.2007 (45) Опубликовано: 27.03.2008 7 2 0 1 9 R U Формула полезной модели 1. Жидкостный ракетный двигатель с карданным подвесом, содержащий камеру сгорания, карданный шаровой подвес с неподвижным опорным элементом, например конусом, и подвижным, скрепленным с камерой, и рулевые машины с силовыми цилиндрами, отличающийся тем, что каждая рулевая машина закреплена по своим точкам крепления на верхнем кронштейне, установленном на неподвижном опорном элементе и на нижнем горизонтальном кронштейне, установленном на нижней части подвижного конуса, например, на ее разъемном конце с подкреплением в виде раскоса, подсоединенного в районе шарового подвеса второй его шарнирной точкой ...

Подробнее
Номер записи: 141
27-11-2008 дата публикации

ВЕТРОГЕНЕРАТОР ДЛЯ ПИТАНИЯ СЛАБОТОЧНЫХ ЭЛЕКТРОННЫХ УСТРОЙСТВ

Номер: RU0000078612U1
Автор: Круглов Виктор Матвеевич, Сучков Михаил Анатольевич
Принадлежит: Открытое Акционерное Общество "Завод "Автоприбор"

Ветрогенератор для питания слаботочных электронных устройств, включающий корпус, статор с катушками, два ротора, отличающийся тем, что привод представляет собой четырехлопастную крестовину с полусферическими или полуцилиндрическими чашками, роторы выполнены из магнитомягкого материала и снабжены лопастями, сердечниками катушек статора являются постоянные магниты, а для обеспечения автоматического регулирования зазора между лопастями роторов и магнитными сердечниками катушек статора дополнительно введен центробежный регулятор. РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ (19) RU (11) 78 612 (13) U1 (51) МПК H02K 21/24 (2006.01) F02K 9/00 (2006.01) ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ, ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ (12) ОПИСАНИЕ ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К ПАТЕНТУ (21), (22) Заявка: 2008126656/22 , 30.06.2008 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 30.06.2008 (45) Опубликовано: 27.11.2008 (73) Патентообладатель(и): Открытое акционерное общество "Завод "Автоприбор" (RU) U 1 7 8 6 1 2 R U Ñòðàíèöà: 1 U 1 Формула полезной модели Ветрогенератор для питания слаботочных электронных устройств, включающий корпус, статор с катушками, два ротора, отличающийся тем, что привод представляет собой четырехлопастную крестовину с полусферическими или полуцилиндрическими чашками, роторы выполнены из магнитомягкого материала и снабжены лопастями, сердечниками катушек статора являются постоянные магниты, а для обеспечения автоматического регулирования зазора между лопастями роторов и магнитными сердечниками катушек статора дополнительно введен центробежный регулятор. 7 8 6 1 2 (54) ВЕТРОГЕНЕРАТОР ДЛЯ ПИТАНИЯ СЛАБОТОЧНЫХ ЭЛЕКТРОННЫХ УСТРОЙСТВ R U Адрес для переписки: 600016, г.Владимир, ул. Б. Нижегородская, 79, ОАО "Завод "Автоприбор", научно-аналитический отдел (72) Автор(ы): Круглов Виктор Матвеевич (RU), Сучков Михаил Анатольевич (RU) U 1 U 1 7 8 6 1 2 7 8 6 1 2 R U R U Ñòðàíèöà: 2 RU 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 78 612 U1 Полезная модель относится к области электромашиностроения, а именно, к ...

Подробнее
Номер записи: 142
27-03-2009 дата публикации

МОДЕЛЬНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

Номер: RU0000081772U1
Автор:
Принадлежит: Общество с ограниченной ответственностью "Старт-Пермь"

1. Модельный ракетный двигатель, содержащий корпус с соплом, воспламенитель, заряд пастообразного топлива и устройство предстартового регулирования режима работы, отличающийся тем, что устройство предстартового регулирования выполнено в виде формообразующего тела, размещенного в заряде с возможностью его перемещения. 2. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что формообразующее тело выполнено в виде удлиненного элемента из материала с высокой теплопроводностью. 3. Двигатель по п.2, отличающийся тем, что формообразующее тело выполнено в виде пучка элементов со скрепленными концами и средними частями, радиально расходящимися по мере сближения концов. 4. Двигатель по п.3, отличающийся тем, что элемент образован двумя соединенными шарнирно прямолинейными звеньями и снабжен на концах шарнирами. 5. Двигатель по п.4, отличающийся тем, что угол между образующей внутренней поверхности корпуса и обращенного к соплу звеном элемента равен арктангенсу отношения нормальной скорости горения топлива к скорости горения вдоль элемента. 6. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что формообразующее тело хотя бы на части длины выполнено в виде огнепроводного шнура. 7. Двигатель по п.6, отличающийся тем, что он снабжен замедлителем в виде огнепроводного шнура формообразующего тела, размещенного по центру переднего днища с возможностью осевого перемещения, и вышибным зарядом, контактирующим со шнуром с возможностью осевого перемещения. 8. Двигатель по п.7, отличающийся тем, что огнепроводный шнур и вышибной заряд снабжены элементами для их перемещения, фиксации и индикации положения. РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ (19) RU (11) (13) 81 772 U1 (51) МПК F02K 9/08 (2006.01) F42B 15/10 (2006.01) ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ, ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ (12) ОПИСАНИЕ ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К ПАТЕНТУ (21), (22) Заявка: 2008111738/22, 27.03.2008 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 27.03.2008 (73) Патентообладатель(и): Общество с ограниченной ответственностью "Старт-Пермь" (RU) (45) ...

Подробнее
Номер записи: 143
10-04-2009 дата публикации

СИСТЕМА ОХЛАЖДЕНИЯ КОРПУСА РЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ

Номер: RU0000082001U1
Автор: Костенко Иван Иванович, Руднев Юрий Тимофеевич, Старостин Феликс Игнатьевич, Суетин Александр Григорьевич, Терешин Александр Михайлович
Принадлежит: Открытое Акционерное Общество "Тураевское Машиностроительное Конструкторское бюро "Союз"

Система охлаждения корпуса реактивного двигателя, содержащая узел наружного охлаждения корпуса жидким проточным теплоносителем, например, щелевого типа, и узел ограничения теплового воздействия газов на внутреннюю стенку корпуса, отличающаяся тем, что узел ограничения теплового воздействия газов на внутреннюю поверхность корпуса выполнен в виде защитного термостойкого экрана, установленного с воздушным зазором по отношению к корпусу. РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ (19) RU (11) (13) 82 001 U1 (51) МПК F02K 9/84 (2006.01) ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ, ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ (12) ОПИСАНИЕ ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К ПАТЕНТУ (21), (22) Заявка: 2008120149/22, 22.05.2008 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 22.05.2008 (45) Опубликовано: 10.04.2009 (73) Патентообладатель(и): Открытое Акционерное общество "Тураевское Машиностроительное Конструкторское бюро "Союз" (RU) U 1 8 2 0 0 1 R U Ñòðàíèöà: 1 ru CL U 1 Формула полезной модели Система охлаждения корпуса реактивного двигателя, содержащая узел наружного охлаждения корпуса жидким проточным теплоносителем, например, щелевого типа, и узел ограничения теплового воздействия газов на внутреннюю стенку корпуса, отличающаяся тем, что узел ограничения теплового воздействия газов на внутреннюю поверхность корпуса выполнен в виде защитного термостойкого экрана, установленного с воздушным зазором по отношению к корпусу. 8 2 0 0 1 (54) СИСТЕМА ОХЛАЖДЕНИЯ КОРПУСА РЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ R U Адрес для переписки: 101000, Москва, ул. Маросейка, 6/8, стр.4, МОС ВОИР, Б.К. Усачеву (72) Автор(ы): Костенко Иван Иванович (RU), Руднев Юрий Тимофеевич (RU), Старостин Феликс Игнатьевич (RU), Суетин Александр Григорьевич (RU), Терешин Александр Михайлович (RU) U 1 U 1 8 2 0 0 1 8 2 0 0 1 R U R U Ñòðàíèöà: 2 RU 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 82 001 U1 Предлагаемая полезная модель относится к области авиации и космонавтики, а именно, к системам охлаждения корпуса реактивного двигателя (далее - РД) летательного аппарата (далее - ЛА). ...

Подробнее
Номер записи: 144
20-06-2009 дата публикации

АВТОНОМНАЯ БЕСТОПЛИВНАЯ ЭНЕРГЕТИЧЕСКАЯ УСТАНОВКА (ВАРИАНТЫ)

Номер: RU0000083808U1
Автор: Гальцев Владимир Григорьевич
Принадлежит: Гальцев Владимир Григорьевич

1. Автономная бестопливная энергетическая установка, содержащая корпусную оболочку, воздушную турбину, установленную внутри оболочки соосно с ней, пусковое устройство, включающее заслонку, и направляющие для придания движущемуся воздуху, засасываемому из окружающей среды, вращательного движения, отличающаяся тем, что корпусная оболочка выполнена из двух сопел Лаваля, направленных друг к другу расширяющимися выходными отверстиями и жестко состыкованных между собой через цилиндрический патрубок, а пусковое устройство снабжено второй заслонкой и выполнено из ресивера, соединенного через вентиль с компрессором, и указанных заслонок, которые расположены с обоих торцов ресивера, при этом каждая из заслонок выполнена в виде мембранного клапана, состоящего из двух, плотно вставленных друг в друга цилиндрических патрубков, при этом внешний патрубок выполнен из металла, внутренний - из резины, межстенное пространство патрубков соединено через вентиль с компрессором, а в центре мембранного клапана установлен герметизирующий стержень, кроме этого, корпусная оболочка, патрубки и ресивер герметично состыкованы, например с помощью фланцев, помимо этого, ротор воздушной турбины установлен в критическом сечении выходного сопла Лаваля, а направляющие для придания движущемуся воздуху вращательного движения выполнены винтовыми и расположены в критических сечениях обоих сопел Лаваля. 2. Установка по п.1, отличающаяся тем, что диаметр критического сечения выходного сопла Лаваля больше диаметра критического сечения входного сопла Лаваля. 3. Установка по п.1, отличающаяся тем, что направляющие для придания движущемуся воздуху вращательного движения выполнены в виде короткой винтовой нарезки на внутренней поверхности корпусной оболочки. 4. Установка по п.1, отличающаяся тем, что винтовые направляющие в критическом сечении выходного сопла Лаваля корпусной оболочки выполнены в виде коротких металлических пластин, закрепленных на валиках, расположенных в теле корпусной оболочки, при этом сама ...

Подробнее
Номер записи: 145
10-07-2009 дата публикации

АЭРОЗОЛЬНЫЙ ГЕНЕРАТОР С ПУЛЬСИРУЮЩЕЙ КАМЕРОЙ СГОРАНИЯ И ПРИНУДИТЕЛЬНОЙ СИСТЕМОЙ ПОДАЧИ РЕАГЕНТА

Номер: RU0000084469U1
Автор: Голубятник Вячеслав Васильевич, Солодовников Алексей Витальевич
Принадлежит: Голубятник Вячеслав Васильевич, Солодовников Алексей Витальевич

1. Аэрозольный генератор с пульсирующей камерой сгорания и принудительной системой подачи реагента, содержащий баки с окислителем и горючим, камеру сгорания, клапаны окислителя и горючего, систему зажигания, теплообменники систем горючего и окислителя, размещенные на камере сгорания, ресиверы горючего и окислителя, трубопровод отбора газообразных продуктов сгорания, обратный клапан, поршни баков горючего и окислителя, теплообменник охлаждения горячих газов, соединительный трубопровод, трубопроводы наддува баков горючего и окислителя, отличающийся тем, что дополнительно введены жаровая труба, бак реагента с поршнем, соединенный трубопроводом подачи реагента с распыляющей форсункой, которая установлена в жаровой трубе. 2. Аэрозольный генератор по п.1, отличающийся тем, что длина жаровой трубы L рассчитывается по формуле: L=к·d, где L - длина жаровой трубы; d - диаметр жаровой трубы; d=d, d - диаметр критического сечения камеры сгорания, к - безразмерный коэффициент, определяемый опытным путем, к=20-25. 3. Аэрозольный генератор по п.1, отличающийся тем, что диаметр трубопровода системы подачи реагента (d) в жаровую трубу рассчитывается по формуле: где L - длина трубопровода реагента; d - диаметр трубопровода реагента; к - безразмерный коэффициент, определяемый опытным путем, к=0,2-0,25, ρ - плотность реагента, М - масса истекающего газа из камеры сгорания. РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ (19) RU (11) (13) 84 469 U1 (51) МПК F02K 9/00 (2006.01) ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ, ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ (12) ОПИСАНИЕ ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К ПАТЕНТУ (21), (22) Заявка: 2008125971/22, 25.06.2008 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 25.06.2008 (45) Опубликовано: 10.07.2009 (73) Патентообладатель(и): Солодовников Алексей Витальевич (RU), Голубятник Вячеслав Васильевич (RU) U 1 8 4 4 6 9 R U где Lр е а г - длина трубопровода реагента; dр е а г - диаметр трубопровода реагента; к1 - безразмерный коэффициент, определяемый опытным путем, к 1=0,2-0,25, ρр е а г ...

Подробнее
Номер записи: 146
27-08-2009 дата публикации

СТАРТОВЫЙ ПОРОХОВОЙ ЗАРЯД

Номер: RU0000086248U1
Автор: Бурлов Владимир Васильевич, Курков Сергей Николаевич, Савченко Фёдор Анатольевич, Сахаров Олег Анатольевич, Середа Евгений Борисович
Принадлежит: Пензенский Артиллерийский Инженерный Институт

Стартовый пороховой заряд, содержащий основание, в котором установлены штифты с канальными пороховыми шашками, где каждый штифт вклеен в канальную пороховую шашку, при этом выполнен с кольцевым замком под клей на цилиндрической головке с диаметром, равным диаметру канала шашки, и пружинной ножкой с опорой, жестко установленной в крышку с воздушным зазором между канальными пороховыми шашками и клеящим составом, отличающийся тем, что штифт соединительный имеет внутренний цилиндрический канал с перепускными щелями, жестко устанавливается на кольцевой замок на клей на штыри (гнезда) основания заряда. РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ (19) RU (11) (13) 86 248 U1 (51) МПК F02K 9/00 (2006.01) ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ, ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ (12) ОПИСАНИЕ ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К ПАТЕНТУ (21), (22) Заявка: 2009102458/22, 26.01.2009 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 26.01.2009 (45) Опубликовано: 27.08.2009 (73) Патентообладатель(и): Пензенский Артиллерийский Инженерный Институт (RU) U 1 8 6 2 4 8 R U Ñòðàíèöà: 1 ru CL U 1 Формула полезной модели Стартовый пороховой заряд, содержащий основание, в котором установлены штифты с канальными пороховыми шашками, где каждый штифт вклеен в канальную пороховую шашку, при этом выполнен с кольцевым замком под клей на цилиндрической головке с диаметром, равным диаметру канала шашки, и пружинной ножкой с опорой, жестко установленной в крышку с воздушным зазором между канальными пороховыми шашками и клеящим составом, отличающийся тем, что штифт соединительный имеет внутренний цилиндрический канал с перепускными щелями, жестко устанавливается на кольцевой замок на клей на штыри (гнезда) основания заряда. 8 6 2 4 8 (54) СТАРТОВЫЙ ПОРОХОВОЙ ЗАРЯД R U Адрес для переписки: 440005, г.Пенза-5, Пензенский Артиллерийский Инженерный Институт, научно-исследовательский отдел (72) Автор(ы): Савченко Федор Анатольевич (RU), Курков Сергей Николаевич (RU), Бурлов Владимир Васильевич (RU), Сахаров Олег Анатольевич (RU), Середа ...

Подробнее
Номер записи: 147
27-08-2009 дата публикации

ГРАНАТОМЕТ С КАМЕРОЙ ВЫСОКОГО ДАВЛЕНИЯ ТАНГЕНЦИАЛЬНО-РАДИАЛЬНОГО ДИСПЕРГИРОВАНИЯ РЕАКЦИОННОЙ ИНЕРТНОЙ МАССЫ

Номер: RU0000086249U1
Автор: Бурлов Владимир Васильевич, Савченко Фёдор Анатольевич, Сахаров Олег Анатольевич
Принадлежит: Пензенский Артиллерийский Инженерный Институт

Гранатомет, состоящий из пускового устройства, гранаты, на кормовой части корпуса которой установлены цилиндрический насадок с помещенной в него реакционной инертной массой и камера высокого давления со стартовым зарядом с образованием между дном гранаты и реакционной инертной массой объема, сообщенного с камерой высокого давления посредством газоводных осевых каналов, сформированных в корпусе камеры высокого давления, отличающийся тем, что камера высокого давления имеет тангенциально-радиальные газоводные каналы, реакционная инертная масса размещается во всем свободном объеме цилиндрического насадка, а воспламенение стартового заряда осуществляется посредством центрального форкамерного газовода. РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ (19) RU (11) (13) 86 249 U1 (51) МПК F02K 9/32 (2006.01) ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ, ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ (12) ОПИСАНИЕ ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К ПАТЕНТУ (21), (22) Заявка: 2009104220/22, 09.02.2009 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 09.02.2009 (45) Опубликовано: 27.08.2009 (73) Патентообладатель(и): Пензенский Артиллерийский Инженерный Институт (RU) U 1 8 6 2 4 9 R U Ñòðàíèöà: 1 ru CL U 1 Формула полезной модели Гранатомет, состоящий из пускового устройства, гранаты, на кормовой части корпуса которой установлены цилиндрический насадок с помещенной в него реакционной инертной массой и камера высокого давления со стартовым зарядом с образованием между дном гранаты и реакционной инертной массой объема, сообщенного с камерой высокого давления посредством газоводных осевых каналов, сформированных в корпусе камеры высокого давления, отличающийся тем, что камера высокого давления имеет тангенциально-радиальные газоводные каналы, реакционная инертная масса размещается во всем свободном объеме цилиндрического насадка, а воспламенение стартового заряда осуществляется посредством центрального форкамерного газовода. 8 6 2 4 9 (54) ГРАНАТОМЕТ С КАМЕРОЙ ВЫСОКОГО ДАВЛЕНИЯ ТАНГЕНЦИАЛЬНОРАДИАЛЬНОГО ДИСПЕРГИРОВАНИЯ РЕАКЦИОННОЙ ...

Подробнее
Номер записи: 148
10-09-2009 дата публикации

УСТРОЙСТВО ДЛЯ ФОРМИРОВАНИЯ ВИХРЕВЫХ СТРУЙ

Номер: RU0000086559U1
Автор: Ковальчук Александр Адамович, Ковальчук Валерий Адамович
Принадлежит: Бодров Роман Петрович, Ковальчук Александр Адамович, Ковальчук Валерий Адамович, Ковальчук Сергей Адамович

Устройство для формирования вихревых струй, содержащее сопло для эжекции напорной струи текучей среды, отличающееся тем, что оно дополнительно снабжено механизмом перемещения сопла под углом до 90° к направлению эжекции напорной струи и консольно смонтированной в зоне выходного отверстия сопла под углом от 30 до 60° к направлению перемещения сопла лопаткой в виде дугообразно изогнутой в сторону выходного отверстия сопла пластины, при этом кромка изогнутого края лопатки по высоте не выходит за пределы выходного отверстия сопла. РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ (19) RU (11) (13) 86 559 U1 (51) МПК B64C 23/00 (2006.01) F02K 9/80 (2006.01) ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ, ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ (12) ОПИСАНИЕ ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К ПАТЕНТУ (21), (22) Заявка: 2009112082/22, 01.04.2009 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 01.04.2009 (45) Опубликовано: 10.09.2009 (73) Патентообладатель(и): Ковальчук Александр Адамович (RU), Ковальчук Валерий Адамович (RU), Ковальчук Сергей Адамович (RU), Бодров Роман Петрович (RU) U 1 8 6 5 5 9 R U Ñòðàíèöà: 1 ru CL U 1 Формула полезной модели Устройство для формирования вихревых струй, содержащее сопло для эжекции напорной струи текучей среды, отличающееся тем, что оно дополнительно снабжено механизмом перемещения сопла под углом до 90° к направлению эжекции напорной струи и консольно смонтированной в зоне выходного отверстия сопла под углом от 30 до 60° к направлению перемещения сопла лопаткой в виде дугообразно изогнутой в сторону выходного отверстия сопла пластины, при этом кромка изогнутого края лопатки по высоте не выходит за пределы выходного отверстия сопла. 8 6 5 5 9 (54) УСТРОЙСТВО ДЛЯ ФОРМИРОВАНИЯ ВИХРЕВЫХ СТРУЙ R U Адрес для переписки: 454091, г.Челябинск, Свердловский пр-кт, 57, Р.П. Бодрову (72) Автор(ы): Ковальчук Александр Адамович (RU), Ковальчук Валерий Адамович (RU) RU 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 86 559 U1 Полезная модель относится к области струйной технике, а именно, к устройствам для формирования ...

Подробнее
Номер записи: 149
27-01-2010 дата публикации

ЗАРЯД ТВЕРДОГО РАКЕТНОГО ТОПЛИВА

Номер: RU0000091114U1
Автор: Амарантов Георгий Николаевич, Баранов Генрих Николаевич, Беклемышева Тамара Михайловна, Егоров Дмитрий Михайлович, Меринова Людмила Васильевна, Моисеева Галина Петровна, Самохин Владимир Степанович, Шамраев Виктор Яковлевич
Принадлежит: Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов"

Заряд твердого ракетного топлива, содержащий корпус, внутренняя поверхность которого повторяет наружную поверхность заряда, выполнена ступенчатой и состоит из двух цилиндрических частей и сопрягающей их конической части при увеличении радиуса заряда в направлении наружной его поверхности, отличающийся тем, что заряд прочно скреплен с корпусом, а разница в радиусах цилиндрических частей составляет (0,3÷0,5)е, длина цилиндрической части с меньшим радиусом равна конической части и составляет (0,8÷1,1)е, где е - толщина основного свода заряда. РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ (19) RU (11) 91 114 (13) U1 (51) МПК F02K 9/18 (2006.01) ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ, ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ (12) ОПИСАНИЕ ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К ПАТЕНТУ (21), (22) Заявка: 2009138547/22, 19.10.2009 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 19.10.2009 (45) Опубликовано: 27.01.2010 9 1 1 1 4 R U Формула полезной модели Заряд твердого ракетного топлива, содержащий корпус, внутренняя поверхность которого повторяет наружную поверхность заряда, выполнена ступенчатой и состоит из двух цилиндрических частей и сопрягающей их конической части при увеличении радиуса заряда в направлении наружной его поверхности, отличающийся тем, что заряд прочно скреплен с корпусом, а разница в радиусах цилиндрических частей составляет (0,3÷0,5)е, длина цилиндрической части с меньшим радиусом равна конической части и составляет (0,8÷1,1)е, где е - толщина основного свода заряда. Ñòðàíèöà: 1 ru CL U 1 U 1 (54) ЗАРЯД ТВЕРДОГО РАКЕТНОГО ТОПЛИВА 9 1 1 1 4 (73) Патентообладатель(и): Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" (RU) R U Адрес для переписки: 614113, г.Пермь, ул. Чистопольская, 16, Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" (72) Автор(ы): Амарантов Георгий Николаевич (RU), Шамраев Виктор Яковлевич (RU), Самохин Владимир Степанович (RU), Моисеева Галина Петровна (RU), ...

Подробнее
Номер записи: 150
10-03-2010 дата публикации

ГИБРИДНАЯ РАКЕТНАЯ ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА (ВАРИАНТЫ)

Номер: RU0000092107U1
Автор: Казновский Габбас Иванович, Обухов Николай Александрович, Панов Юрий Петрович, Рязанов Сергей Анатольевич, Статов Виталий Михайлович
Принадлежит: Открытое акционерное общество "Государственный ракетный центр имени академика В.П. Макеева"

1. Гибридная ракетная двигательная установка, характеризующаяся тем, что она состоит из маршевого двигателя, снабженного камерой сгорания с зарядом твердого компонента (горючего) и управляемым или неуправляевым сопловым блоком, мембранного топливного бака с жидким компонентом (окислителем), газогенератора, двигателей тангажа, рыскания и крена, вытеснительной системы подачи жидкого компонента в камеру сгорания маршевого двигателя, газогенератор, двигатели тангажа, рыскания и крена, при этом на камере сгорания маршевого двигателя установлены форсуночная головка, датчик давления, регулятор расхода окислителя и пуско-отсечной электропневмоклапан подачи окислителя, вытеснительная система состоит из баллона для хранения газа наддува, пускового клапана с пиропатроном и редуктора, газогенератор содержит камеру сгорания, заряд твердого горючего, форсуночную головку, датчик давления, пироузел с пиропатроном, а вытеснительная система подачи жидкого компонента через регуляторы расхода окислителя и пуско-отсечные клапаны связана с камерами сгорания маршевого двигателя и газогенератора и через пуско-отсечные клапаны - с двигателями тангажа, рыскания и крена, а камера сгорания газогенератора через пуско-отсечные клапаны соединена с маршевым двигателем и двигателями тангажа и рыскания и напрямую - с двигателями крена. 2. Гибридная ракетная двигательная установка по п.1, отличающаяся тем, что баллон для хранения газа наддува снабжен азидосодержащим зарядом твердого топлива и системой его воспламенения. 3. Гибридная ракетная двигательная установка по п.1, отличающаяся тем, что на верхнем днище топливного бака с жидким компонентом установлены газовые сопла, разобщенные пусковыми клапанами с газовой полостью мембранного топливного бака и создающие противотягу после срабатывания пусковых клапанов. 4. Гибридная ракетная двигательная установка, характеризующаяся тем, что она содержит преимущественно четыре маршевых двигателя, каждый из которых снабжен камерой сгорания с зарядом твердого ...

Подробнее
Номер записи: 151
27-04-2010 дата публикации

ЗАРЯД ТВЕРДОГО РАКЕТНОГО ТОПЛИВА

Номер: RU0000093467U1
Автор: Амарантов Георгий Николаевич, Егоров Дмитрий Михайлович, Самохин Владимир Степанович, Шамраев Виктор Яковлевич
Принадлежит: Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов"

Заряд твердого ракетного топлива, содержащий корпус, защитно-крепящий слой, цилиндрический канал с щелевыми вырезами, отличающийся тем, что щелевые вырезы выполнены ступенчато, причем длина верхней ступени щелевого выреза L составляет 0,4÷0,7 длины щелевого выреза L, а высота нижней ступени щелевого выреза Н составляет 0,4÷0,7 высоты щелевого выреза H. РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ (19) RU (11) 93 467 (13) U1 (51) МПК F02K 9/18 (2006.01) ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ, ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ (12) ОПИСАНИЕ ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К ПАТЕНТУ (21), (22) Заявка: 2009137956/22, 13.10.2009 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 13.10.2009 (45) Опубликовано: 27.04.2010 (72) Автор(ы): Егоров Дмитрий Михайлович (RU), Самохин Владимир Степанович (RU), Амарантов Георгий Николаевич (RU), Шамраев Виктор Яковлевич (RU) U 1 9 3 4 6 7 R U Ñòðàíèöà: 1 ru CL U 1 Формула полезной модели Заряд твердого ракетного топлива, содержащий корпус, защитно-крепящий слой, цилиндрический канал с щелевыми вырезами, отличающийся тем, что щелевые вырезы выполнены ступенчато, причем длина верхней ступени щелевого выреза L2 составляет 0,4÷0,7 длины щелевого выреза L1, а высота нижней ступени щелевого выреза Н2 составляет 0,4÷0,7 высоты щелевого выреза H1. 9 3 4 6 7 (54) ЗАРЯД ТВЕРДОГО РАКЕТНОГО ТОПЛИВА R U (73) Патентообладатель(и): Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" (RU) Адрес для переписки: 614113, г.Пермь, ул. Чистопольская, 16, Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" RU 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 93 467 U1 Предлагаемая полезная модель относится к области ракетной техники, а именно к канально-щелевым зарядам ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ) скрепленным с корпусом защитно-крепящим слоем. Известны конструкции канально-щелевых зарядов РДТТ. Известна конструкция заряда РДТТ по патенту RU 2298110 МПК F02K 9/18 от 03.05.2005 г. ...

Подробнее
Номер записи: 152
27-04-2010 дата публикации

МОДЕЛЬ КАМЕРЫ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ

Номер: RU0000093468U1
Автор: Кошлаков Владимир Владимирович, Миронов Вадим Всеволодович, Тлевцежев Вадим Владимирович, Юкина Эльза Петровна
Принадлежит: Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр имени М.В. Келдыша" (ФГУП "Центр Келдыша")

1. Модель камеры жидкостного ракетного двигателя, содержащая камеру сгорания с неподвижным стационарным соплом, с размещенным на нем сдвигаемым насадком, отличающаяся тем, что на закритической части неподвижного стационарного сопла установлена сетчатая рама, представляющая собой кольцо и служащая опорой сетчатому направляющему цилиндру с расположенными на его боковой поверхности направляющими для осевого перемещения по ним сдвигаемого насадка, при этом неподвижное стационарное сопло, сдвигаемый насадок, сетчатый направляющий цилиндр, сетчатая рама и камера сгорания выполнены неохлаждаемыми из композиционных материалов, армированных углеродными и комбинированными волокнами. 2. Модель камеры жидкостного ракетного двигателя по п.1, отличающаяся тем, что внутренняя и внешняя поверхности камеры сгорания, неподвижного стационарного сопла и сдвигаемого насадка снабжены покрытиями на основе тугоплавких материалов. 3. Модель камеры жидкостного ракетного двигателя по п.1, отличающаяся тем, что сдвигаемый насадок снабжен внешней теплозащитой, выполненной из материала с низкой теплопроводностью. РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ (19) RU (11) 93 468 (13) U1 (51) МПК F02K 9/62 (2006.01) ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ, ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ (12) ОПИСАНИЕ ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К ПАТЕНТУ (21), (22) Заявка: 2009146039/22, 14.12.2009 (73) Патентообладатель(и): Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский центр имени М.В. Келдыша" (ФГУП "Центр Келдыша") (RU) 9 3 4 6 8 R U Формула полезной модели 1. Модель камеры жидкостного ракетного двигателя, содержащая камеру сгорания с неподвижным стационарным соплом, с размещенным на нем сдвигаемым насадком, отличающаяся тем, что на закритической части неподвижного стационарного сопла установлена сетчатая рама, представляющая собой кольцо и служащая опорой сетчатому направляющему цилиндру с расположенными на его боковой поверхности направляющими для осевого перемещения по ним сдвигаемого насадка, при этом ...

Подробнее
Номер записи: 153
10-08-2010 дата публикации

УСТРОЙСТВО ДЛЯ ИСПЫТАНИЯ НА ПРОЧНОСТЬ КАНАЛЬНЫХ ТВЕРДОТОПЛИВНЫХ ЗАРЯДОВ

Номер: RU0000096614U1
Автор: Галкин Геннадий Николаевич, Глебов Максим Сергеевич, Королев Евгений Валерьевич, Ларин Михаил Николаевич, Марченков Роман Геннадьевич
Принадлежит: Серпуховской военный институт ракетных войск (СВИ РВ)

Устройство для испытания на прочность канальных твердотопливных зарядов, содержащее корпус, герметизирующую крышку, испытуемый заряд, размещенный в корпусе, узел нагружения, отличающееся тем, что в него введены пять тензорезисторов, причем три из них установлены с внутренней стороны заряда, два из которых расположены параллельно продольной оси заряда, а третий - перпендикулярно к ней, остальные два - с наружной стороны корпуса, один - параллельно продольной оси корпуса, а - другой перпендикулярно к ней и все пять тензорезисторов подключены к регистрирующему устройству, испытуемый заряд прочно скреплен с корпусом, а в системе нагружения рабочим телом является воздух. РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ (19) RU (11) 96 614 (13) U1 (51) МПК F02K 9/96 (2006.01) ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ, ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ (12) ОПИСАНИЕ ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К ПАТЕНТУ (21), (22) Заявка: 2010102464/22, 25.01.2010 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 25.01.2010 (45) Опубликовано: 10.08.2010 (73) Патентообладатель(и): Серпуховской военный институт ракетных войск (СВИ РВ) (RU) U 1 9 6 6 1 4 R U Ñòðàíèöà: 1 ru CL U 1 Формула полезной модели Устройство для испытания на прочность канальных твердотопливных зарядов, содержащее корпус, герметизирующую крышку, испытуемый заряд, размещенный в корпусе, узел нагружения, отличающееся тем, что в него введены пять тензорезисторов, причем три из них установлены с внутренней стороны заряда, два из которых расположены параллельно продольной оси заряда, а третий перпендикулярно к ней, остальные два - с наружной стороны корпуса, один параллельно продольной оси корпуса, а - другой перпендикулярно к ней и все пять тензорезисторов подключены к регистрирующему устройству, испытуемый заряд прочно скреплен с корпусом, а в системе нагружения рабочим телом является воздух. 9 6 6 1 4 (54) УСТРОЙСТВО ДЛЯ ИСПЫТАНИЯ НА ПРОЧНОСТЬ КАНАЛЬНЫХ ТВЕРДОТОПЛИВНЫХ ЗАРЯДОВ R U Адрес для переписки: 142202, Московская обл., г. Серпухов, ул. Бригадная, 17, ...

Подробнее
Номер записи: 154
27-10-2010 дата публикации

ЗАРЯД ТВЕРДОГО ТОПЛИВА ДЛЯ СТАРТОВОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ

Номер: RU0000098788U1
Автор: Баранов Генрих Николаевич, Беклемышева Тамара Михайловна, Егоров Дмитрий Михайлович, Меринова Людмила Васильевна, Самохин Владимир Степанович, Шамраев Виктор Яковлевич
Принадлежит: Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов"

Заряд твердого топлива для стартового ракетного двигателя, включающий центральный цилиндрический канал и радиальные щели, отличающийся тем, что он содержит четыре радиальные щели длиной не более 0,1 длины заряда, на каждой радиальной щели выполнено по два боковых ответвления под углом α не более 45° к ее оси, заканчивающиеся на одном радиусе R с радиальными щелями. РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ (19) RU (11) 98 788 (13) U1 (51) МПК F02K 9/10 (2006.01) ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ, ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ (12) ОПИСАНИЕ ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К ПАТЕНТУ (21), (22) Заявка: 2010109163/22, 11.03.2010 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 11.03.2010 (45) Опубликовано: 27.10.2010 R U 9 8 7 8 8 Формула полезной модели Заряд твердого топлива для стартового ракетного двигателя, включающий центральный цилиндрический канал и радиальные щели, отличающийся тем, что он содержит четыре радиальные щели длиной не более 0,1 длины заряда, на каждой радиальной щели выполнено по два боковых ответвления под углом α не более 45° к ее оси, заканчивающиеся на одном радиусе R с радиальными щелями. Ñòðàíèöà: 1 ru CL U 1 U 1 (54) ЗАРЯД ТВЕРДОГО ТОПЛИВА ДЛЯ СТАРТОВОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ 9 8 7 8 8 (73) Патентообладатель(и): Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" (RU) R U Адрес для переписки: 614113, г.Пермь, ул. Чистопольская, 16, Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" (72) Автор(ы): Меринова Людмила Васильевна (RU), Самохин Владимир Степанович (RU), Беклемышева Тамара Михайловна (RU), Баранов Генрих Николаевич (RU), Егоров Дмитрий Михайлович (RU), Шамраев Виктор Яковлевич (RU) U 1 U 1 9 8 7 8 8 9 8 7 8 8 R U R U Ñòðàíèöà: 2 RU 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 98 788 U1 Полезная модель относится к ракетной технике, а именно к конструкции заряда для стартового ракетного двигателя на твердом топливе. Известна конструкция заряда бронированного по ...

Подробнее
Номер записи: 155
27-10-2010 дата публикации

ЗАРЯД РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА

Номер: RU0000098789U1
Автор: Баранов Генрих Николаевич, Беклемышева Тамара Михайловна, Егоров Дмитрий Михайлович, Меринова Людмила Васильевна, Самохин Владимир Степанович, Шамраев Виктор Яковлевич
Принадлежит: Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов"

Заряд ракетного двигателя твердого топлива, включающий две последовательно расположенные в камере сгорания секции, отличающийся тем, что вторая секция заряда выполнена таким образом, что цилиндрический участок входной части на длине 0,05÷0,15 внешнего радиуса заряда В имеет диаметр, величина которого составляет 0,6÷0,9 диаметра критического сечения сопла ракетного двигателя d, а конический участок входной части канала выполнен так, что образующая его поверхности наклонена к оси ракетного двигателя под углом 30÷45°. РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ (19) RU (11) 98 789 (13) U1 (51) МПК F02K 9/10 (2006.01) ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ, ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ (12) ОПИСАНИЕ ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К ПАТЕНТУ (21), (22) Заявка: 2010111465/22, 25.03.2010 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 25.03.2010 (45) Опубликовано: 27.10.2010 9 8 7 8 9 R U Формула полезной модели Заряд ракетного двигателя твердого топлива, включающий две последовательно расположенные в камере сгорания секции, отличающийся тем, что вторая секция заряда выполнена таким образом, что цилиндрический участок входной части на длине 0,05÷0,15 внешнего радиуса заряда В имеет диаметр, величина которого составляет 0,6÷0,9 диаметра критического сечения сопла ракетного двигателя dк р, а конический участок входной части канала выполнен так, что образующая его поверхности наклонена к оси ракетного двигателя под углом 30÷45°. Ñòðàíèöà: 1 ru CL U 1 U 1 (54) ЗАРЯД РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА 9 8 7 8 9 (73) Патентообладатель(и): Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" (RU) R U Адрес для переписки: 614113, г.Пермь, ул. Чистопольская, 16, Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" (72) Автор(ы): Самохин Владимир Степанович (RU), Меринова Людмила Васильевна (RU), Беклемышева Тамара Михайловна (RU), Баранов Генрих Николаевич (RU), Егоров Дмитрий Михайлович (RU), ...

Подробнее
Номер записи: 156
20-11-2010 дата публикации

ВОСПЛАМЕНИТЕЛЬ ДЛЯ ЗАРЯДА ТВЕРДОГО РАКЕТНОГО ТОПЛИВА

Номер: RU0000099546U1
Автор: Александров Михаил Зиновьевич, Амарантов Георгий Николаевич, Андрейчук Владимир Андреевич, Власов Сергей Яковлевич, Кислицын Алексей Анатольевич, Козьяков Алексей Васильевич, Куценко Геннадий Васильевич, Молчанов Владимир Федорович
Принадлежит: Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов"

1. Воспламенитель для заряда твердого ракетного топлива, содержащий объемный корпус, выполненный из двух полостей - внутренней и внешней - из полимерных пленок с отбортовками и размещенную во внутренней полости корпуса навеску воспламенительного состава, герметизирующую крышку из полимерной пленки, скрепленную по отбортовкам с корпусом, отличающийся тем, что материалы пленок внутренней и внешней полостей корпуса воспламенителя имеют близкие температуры плавления и скреплены между собой сваркой на локальных участках, равномерно расположенных по поверхности корпуса, причем раскрепленные участки внешней пленочной полости корпуса выполнены выпуклыми наружу, при этом герметизирующая крышка выполнена двухслойной, при этом внешний пленочный слой крышки скреплен с внутренним пленочным слоем крышки на локальных участках, равномерно расположенных на поверхности крышки, причем раскрепленные от внутреннего слоя участки крышки выполнены выпуклыми наружу. 2. Воспламенитель для заряда твердого ракетного топлива по п.1, отличающийся тем, что внутренняя и внешняя полости корпуса и внешняя и внутренняя поверхность крышки воспламенителя выполнены из одного и того же пленочного материала. 3. Воспламенитель для заряда твердого ракетного топлива по пп.1 и 2, отличающийся тем, что внутренняя и внешняя полости корпуса, внешняя и внутренняя поверхности крышки выполнены из саженаполненного полиэтилена. РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ (19) RU (11) 99 546 (13) U1 (51) МПК F02K 9/32 (2006.01) ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ, ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ (12) ОПИСАНИЕ ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К ПАТЕНТУ (21), (22) Заявка: 2010127411/06, 02.07.2010 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 02.07.2010 (45) Опубликовано: 20.11.2010 9 9 5 4 6 R U Формула полезной модели 1. Воспламенитель для заряда твердого ракетного топлива, содержащий объемный корпус, выполненный из двух полостей - внутренней и внешней - из полимерных пленок с отбортовками и размещенную во внутренней полости корпуса навеску ...

Подробнее
Номер записи: 157
20-11-2010 дата публикации

ГРАНАТОМЕТ С КАМЕРОЙ ВЫСОКОГО ДАВЛЕНИЯ РАДИАЛЬНО-ОСЕВОГО ДИСПЕРГИРОВАНИЯ РЕАКЦИОННОЙ ИНЕРТНОЙ МАССЫ ЗАПИРАЮЩЕГО ТИПА ДВУХТАКТНОГО ДЕЙСТВИЯ

Номер: RU0000099607U1
Автор: Комратов Михаил Александрович, Савченко Фёдор Анатольевич
Принадлежит: Пензенский Артиллерийский Инженерный Институт им. Главного маршала артиллерии Н.Н. Воронова

Гранатомет, состоящий из пускового устройства, гранаты, на кормовой части корпуса которой установлены цилиндрический насадок с помещенной во всем свободном его объеме реакционной инертной массой и камера высокого давления с стартовым зарядом с образованием между дном гранаты и реакционной инертной массой объема, сообщенного с камерой высокого давления посредством тангенциально-радиальных газоводных каналов, сформированных в корпусе камеры высокого давления, с воспламенением стартового заряда посредством центрального форкамерного газовода, отличающийся тем, что камера высокого давления имеет газоводные радиальные каналы, сообщающие объем между дном гранаты и запирающим поршнем, размещенным в цилиндрическом насадке с конусным упором с вкладышем-пирозамедлителем, перекрывающим маршевое сопло. РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ (19) RU (11) 99 607 (13) U1 (51) МПК F41F 3/042 (2006.01) F02K 9/32 (2006.01) ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ, ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ (12) ОПИСАНИЕ ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К ПАТЕНТУ (21), (22) Заявка: 2010127114/11, 01.07.2010 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 01.07.2010 (45) Опубликовано: 20.11.2010 (73) Патентообладатель(и): Пензенский Артиллерийский Инженерный Институт им. Главного маршала артиллерии Н.Н. Воронова (RU) U 1 9 9 6 0 7 R U Ñòðàíèöà: 1 ru CL U 1 Формула полезной модели Гранатомет, состоящий из пускового устройства, гранаты, на кормовой части корпуса которой установлены цилиндрический насадок с помещенной во всем свободном его объеме реакционной инертной массой и камера высокого давления с стартовым зарядом с образованием между дном гранаты и реакционной инертной массой объема, сообщенного с камерой высокого давления посредством тангенциально-радиальных газоводных каналов, сформированных в корпусе камеры высокого давления, с воспламенением стартового заряда посредством центрального форкамерного газовода, отличающийся тем, что камера высокого давления имеет газоводные радиальные каналы, сообщающие объем между дном ...

Подробнее
Номер записи: 158
20-01-2011 дата публикации

ДВИГАТЕЛЬ МОДЕЛИ РАКЕТЫ ДЛЯ ОТРАБОТКИ ПОДВОДНОГО СТАРТА

Номер: RU0000101501U1
Автор: Жаботинский Анатолий Данилович, Кабанов Юрий Павлович, Мосин Владимир Тимофеевич, Панов Юрий Петрович
Принадлежит: Открытое акционерное общество "Государственный ракетный центр имени академика В.П. Макеева"

1. Двигатель модели ракеты для отработки подводного старта, содержащий камеру сгорания с сопловым блоком, установленным на заднем днище, твердотопливный заряд из трубчатых цилиндрических шашек и систему воспламенения заряда с пиропатроном, отличающийся тем, что камера сгорания выполнена в виде двух или трех труб, герметично и жестко, например, с помощью сварки установленных на заднем днище параллельно друг другу вдоль продольной оси двигателя, образуя своими внутренними полостями вместе с предсопловым объемом общий внутрикамерный объем камеры сгорания двигателя, а размещенные в трубах попарно друг над другом с заданным зазором трубчатые цилиндрические шашки заряда выполнены бронированными: одни - по наружному диаметру шашек, а другие - по внутреннему каналу шашек, при этом система воспламенения заряда содержит три воспламенителя, установленные: первый - между пиропатроном и шашкой, бронированной по внутреннему каналу и установленной над шашкой, бронированной по наружному диаметру, второй - под шашкой, бронированной по внутреннему каналу и размещенной в нижней части другой трубы камеры сгорания, а третий - в верхней части этой же трубы над шашкой, бронированной по наружному диаметру и установленной над шашкой, бронированной по внутреннему каналу. 2. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что заднее днище двигателя снабжено хвостовиком, служащим днищем модели ракеты. РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ (19) RU (11) 101 501 (13) U1 (51) МПК F02K 9/08 (2006.01) F42B 17/00 (2006.01) ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ, ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ (12) ОПИСАНИЕ ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К ПАТЕНТУ (21)(22) Заявка: 2010136903/11, 03.09.2010 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 03.09.2010 (45) Опубликовано: 20.01.2011 1 0 1 5 0 1 R U Формула полезной модели 1. Двигатель модели ракеты для отработки подводного старта, содержащий камеру сгорания с сопловым блоком, установленным на заднем днище, твердотопливный заряд из трубчатых цилиндрических шашек и систему воспламенения ...

Подробнее
Номер записи: 159
10-06-2011 дата публикации

ГАЗОГЕНЕРАТОР НА ТВЕРДОМ РАКЕТНОМ ТОПЛИВЕ

Номер: RU0000105370U1
Автор: Беклемышева Тамара Михайловна, Меринова Людмила Васильевна, Самохин Владимир Степанович, Хименко Людмила Леонидовна, Шамраев Виктор Яковлевич, Шахиджанян Каринэ Завеновна
Принадлежит: Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов"

1. Газогенератор на твердом ракетном топливе, содержащий заряд смесевого твердого топлива, скрепленный с корпусом, отличающийся тем, что заряд выполнен канально-цилиндрической формы с чередующимися щелями разной длины, щель большей длины расположена параллельно оси канала, а вершина выполнена с выходом на канал под углом 40°, причем протяженность щели большей длины по каналу заряда составляет 0,44 от длины заряда, а ее высота - 0,6 от величины горящего свода, а щель меньшей длины выполнена в виде треугольника с закругленной вершиной на торце заряда и соединена с каналом заряда под углом 75°, с дальнейшим расширением канала по конусу под углом 45°. 2. Газогенератор на твердом ракетном топливе по п.1, отличающийся тем, что заряд наружной поверхностью скреплен со стенкой газогенератора, выстланной резиной на основе этиленпропилендиенового каучука. 3. Газогенератор на твердом ракетном топливе по п.1, отличающийся тем, что смесевое твердое ракетное топливо выполнено на основе полидивинилизопренуретанового каучука и гидразодикарбонамида. И 1 105370 ко РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ 7 ВУ‘’” 105 370? 91 ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ (12) ИЗВЕЩЕНИЯ К ПАТЕНТУ НА ПОЛЕЗНУЮ МОДЕЛЬ ММ9К Досрочное прекращение действия патента из-за неуплаты в установленный срок пошлины за поддержание патента в силе Дата прекращения действия патента: 09.11.2019 Дата внесения записи в Государственный реестр: 26.08.2020 Дата публикации и номер бюллетеня: 26.08.2020 Бюл. №24 Стр.: 1 па 015 ‘01 ЕП

Подробнее
Номер записи: 160
20-06-2011 дата публикации

КАМЕРА ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ МАЛОЙ ТЯГИ

Номер: RU0000105685U1
Автор: Андреев Юрий Захарович
Принадлежит: Федеральное государственное унитарное предприятие "НАУЧНО-ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ИНСТИТУТ МАШИНОСТРОЕНИЯ" (ФГУП "НИИМаш")

1. Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги, содержащая камеру сгорания, смесительную головку с каналами подачи и струйными форсунками, выходящими в смесительную камеру с постоянной площадью поперечного сечения, переходящую в форкамеру, расширяющуюся к выходу, отличающаяся тем, что струйная форсунка жидкого компонента топлива выполнена в боковой стенке смесительной камеры, а форсунка газообразного компонента топлива соосна со смесительной камерой. 2. Камера по п.1, отличающаяся тем, что канал подачи газообразного компонента топлива выполнен в виде капиллярной трубки, размещенной в полости камеры сгорания. 3. Камера по п.1 или 2, отличающаяся тем, что смесительная камера имеет цилиндрическую форму и переходит в коническую форкамеру. РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ (19) RU (11) 105 685 (13) U1 (51) МПК F02K 9/52 (2006.01) ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ, ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ (12) ОПИСАНИЕ ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К ПАТЕНТУ (21)(22) Заявка: 2010134043/06, 13.08.2010 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 13.08.2010 (45) Опубликовано: 20.06.2011 (73) Патентообладатель(и): Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП "НИИМаш") (RU) 1 0 5 6 8 5 R U Формула полезной модели 1. Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги, содержащая камеру сгорания, смесительную головку с каналами подачи и струйными форсунками, выходящими в смесительную камеру с постоянной площадью поперечного сечения, переходящую в форкамеру, расширяющуюся к выходу, отличающаяся тем, что струйная форсунка жидкого компонента топлива выполнена в боковой стенке смесительной камеры, а форсунка газообразного компонента топлива соосна со смесительной камерой. 2. Камера по п.1, отличающаяся тем, что канал подачи газообразного компонента топлива выполнен в виде капиллярной трубки, размещенной в полости камеры сгорания. 3. Камера по п.1 или 2, отличающаяся тем, что смесительная камера имеет цилиндрическую форму и переходит ...

Подробнее
Номер записи: 161
27-06-2011 дата публикации

СМЕСИТЕЛЬНАЯ ГОЛОВКА С ЗАПАЛЬНЫМ УСТРОЙСТВОМ

Номер: RU0000105947U1
Автор: Игнатов Алексей Сергеевич, Ильин Роман Сергеевич, Ильичев Виталий Александрович, Пригожин Антон Александрович, Савич Анатолий Романович
Принадлежит: Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики"

Смесительная головка с запальным устройством, включающяя корпус, магистрали подвода горючего и окислителя, запальное устройство, содержащее электрическую свечу, смесительную камеру и форкамеру, отлищающаяся тем, что в стенках корпуса смесительной головки выполнены охлаждающие каналы, соединенные с магистралью подвода горючего и выходящие в зону горения. РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ (19) RU (11) 105 947 (13) U1 (51) МПК F02K 9/52 (2006.01) ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ, ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ (12) ОПИСАНИЕ ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К ПАТЕНТУ (21)(22) Заявка: 2010154694/06, 30.12.2010 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 30.12.2010 (45) Опубликовано: 27.06.2011 1 0 5 9 4 7 R U Формула полезной модели Смесительная головка с запальным устройством, включающяя корпус, магистрали подвода горючего и окислителя, запальное устройство, содержащее электрическую свечу, смесительную камеру и форкамеру, отлищающаяся тем, что в стенках корпуса смесительной головки выполнены охлаждающие каналы, соединенные с магистралью подвода горючего и выходящие в зону горения. Ñòðàíèöà: 1 ru CL U 1 U 1 (54) СМЕСИТЕЛЬНАЯ ГОЛОВКА С ЗАПАЛЬНЫМ УСТРОЙСТВОМ 1 0 5 9 4 7 Адрес для переписки: 394006, г.Воронеж, ул.Ворошилова, 20, Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики", начальнику отдела (73) Патентообладатель(и): Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" (RU) R U Приоритет(ы): (22) Дата подачи заявки: 30.12.2010 (72) Автор(ы): Савич Анатолий Романович (RU), Ильичев Виталий Александрович (RU), Игнатов Алексей Сергеевич (RU), Ильин Роман Сергеевич (RU), Пригожин Антон Александрович (RU) U 1 U 1 1 0 5 9 4 7 1 0 5 9 4 7 R U R U Ñòðàíèöà: 2 RU 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 105 947 U1 Полезная модель относится к энергетическим установкам, производящим пар высоких параметров для агрегатов промышленной энергетики, оно также может быть использовано в жидкостных ракетных двигателях (ЖРД), применяемых в ракетной технике. Известна смесительная ...

Подробнее
Номер записи: 162
20-07-2011 дата публикации

ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА С ПЛОСКИМ ЦЕНТРАЛЬНЫМ ТЕЛОМ

Номер: RU0000106666U1
Автор: Семенов Василий Васильевич
Принадлежит: Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Московский авиационный институт (государственный технический университет) (МАИ)

Двигательная установка, содержащая плоское центральное тело, выполненное в виде клина, и два ряда круглых камер сгорания, расположенных с каждой стороны основания плоского центрального тела, отличающаяся тем, что каждая камера сгорания снабжена звуковым соплом, а каждый ряд камер сгорания со звуковыми соплами снабжен общей плоской камерой-коллектором, установленной между рядом звуковых сопел и плоским центральным телом, при этом между обечайкой общей плоской камеры-коллектора и плоским центральным телом организована на всю ширину центрального тела узкая плоская щель для истечения сверхзвуковой струи. РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ (19) RU (11) 106 666 (13) U1 (51) МПК F02K F02K 1/00 9/97 (2006.01) (2006.01) ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ, ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ (12) ОПИСАНИЕ ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К ПАТЕНТУ (21)(22) Заявка: 2011107252/06, 28.02.2011 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 28.02.2011 (45) Опубликовано: 20.07.2011 (73) Патентообладатель(и): Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Московский авиационный институт (государственный технический университет) (МАИ) (RU) 1 0 6 6 6 6 R U Формула полезной модели Двигательная установка, содержащая плоское центральное тело, выполненное в виде клина, и два ряда круглых камер сгорания, расположенных с каждой стороны основания плоского центрального тела, отличающаяся тем, что каждая камера сгорания снабжена звуковым соплом, а каждый ряд камер сгорания со звуковыми соплами снабжен общей плоской камерой-коллектором, установленной между рядом звуковых сопел и плоским центральным телом, при этом между обечайкой общей плоской камеры-коллектора и плоским центральным телом организована на всю ширину центрального тела узкая плоская щель для истечения сверхзвуковой струи. Ñòðàíèöà: 1 ru CL U 1 U 1 (54) ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА С ПЛОСКИМ ЦЕНТРАЛЬНЫМ ТЕЛОМ 1 0 6 6 6 6 Адрес для переписки: 125593, Москва, А-80, Волоколамское ш., 4, МАИ, патентный отдел R U Приоритет(ы): ( ...

Подробнее
Номер записи: 163
20-07-2011 дата публикации

ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА С КРУГЛЫМ ТАРЕЛЬЧАТЫМ СОПЛОМ

Номер: RU0000106667U1
Автор: Семенов Василий Васильевич
Принадлежит: Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Московский авиационный институт (государственный технический университет)

Двигательная установка с круглым тарельчатым соплом, сверхзвуковая часть которого выполнена в виде усеченного конуса с профилированной образующей, содержащая торовую камеру сгорания, установленную на входе в сверхзвуковую часть сопла, центральное тело, выполненное в виде диска и закрепленное внутри круглого сопла перпендикулярно его оси к внутренней стенке торовой камеры, а между стенкой круглого сопла и обечайкой внутренней стенки торовой камеры организована узкая кольцевая щель, отличающаяся тем, что на глухом торце торовой камеры по его периметру установлены круглые камеры сгорания со звуковыми соплами, при этом оси камер сгорания со звуковыми соплами параллельны оси тарельчатого сопла. РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ (19) RU (11) 106 667 (13) U1 (51) МПК F02K F02K 1/00 9/97 (2006.01) (2006.01) ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ, ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ (12) ОПИСАНИЕ ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К ПАТЕНТУ (21)(22) Заявка: 2011108729/06, 10.03.2011 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 10.03.2011 (45) Опубликовано: 20.07.2011 (73) Патентообладатель(и): Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Московский авиационный институт (государственный технический университет) (RU) 1 0 6 6 6 7 R U Формула полезной модели Двигательная установка с круглым тарельчатым соплом, сверхзвуковая часть которого выполнена в виде усеченного конуса с профилированной образующей, содержащая торовую камеру сгорания, установленную на входе в сверхзвуковую часть сопла, центральное тело, выполненное в виде диска и закрепленное внутри круглого сопла перпендикулярно его оси к внутренней стенке торовой камеры, а между стенкой круглого сопла и обечайкой внутренней стенки торовой камеры организована узкая кольцевая щель, отличающаяся тем, что на глухом торце торовой камеры по его периметру установлены круглые камеры сгорания со звуковыми соплами, при этом оси камер сгорания со звуковыми соплами параллельны оси тарельчатого сопла. Ñòðàíèöà: 1 ru CL U 1 ...

Подробнее
Номер записи: 164
20-11-2011 дата публикации

КОРОТКОЕ РАДИУСНОЕ СОПЛО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ

Номер: RU0000110415U1
Автор: Семенов Василий Васильевич
Принадлежит: Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Московский авиационный институт (государственный технический университет) (МАИ)

Короткое сопло ракетного двигателя, состоящее из сужающейся дозвуковой части, узкого горла и расширяющейся сверхзвуковой части, отличающееся тем, что контур сверхзвуковой части короткого сопла выполнен по дуге окружности с координатами профиля: где и - относительные координаты профиля по осям ординат и абсцисс соответственно; β - угол наклона касательной к оси сопла относительно точки M на сверхзвуковом контуре с координатами Y и X; β=Qψ(λ) - угол отклонения контура сопла за его горлом от его оси, где ψ(λ) - газодинамическая функция, λ - коэффициент скорости на срезе сопла, a Q - коэффициент, рассчитываемый по формуле где k - коэффициент адиабаты; РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ (19) RU (11) (51) МПК F02K 9/97 (13) 110 415 U1 (2006.01) ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ, ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ (12) ОПИСАНИЕ (21)(22) Заявка: ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К ПАТЕНТУ 2011125351/06, 21.06.2011 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 21.06.2011 2011107250 28.02.2011 (73) Патентообладатель(и): Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Московский авиационный институт (государственный технический университет) (МАИ) (RU) R U Приоритет(ы): (23) Дата поступления дополнительных материалов к ранее поданной заявке: 04.05.2011 , (72) Автор(ы): Семенов Василий Васильевич (RU) (45) Опубликовано: 20.11.2011 Бюл. № 32 1 1 0 4 1 5 R U Формула полезной модели Короткое сопло ракетного двигателя, состоящее из сужающейся дозвуковой части, узкого горла и расширяющейся сверхзвуковой части, отличающееся тем, что контур сверхзвуковой части короткого сопла выполнен по дуге окружности с координатами профиля: где и - относительные координаты профиля по осям ординат и абсцисс соответственно; - относительное расстояние между горлом сопла и точкой на оси, где достигается расчетная скорость MA, а - радиус среза виртуального базового параболического сопла; - относительный радиус скругления профиля сопла от узкого горла до угловой точки M; β - угол наклона ...

Подробнее
Номер записи: 165
10-12-2011 дата публикации

МАЛОРАСХОДНЫЙ ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ

Номер: RU0000111200U1
Автор: Ромасенко Евгений Николаевич, Сидоренко Александр Сергеевич, Толстиков Леонид Алексеевич
Принадлежит: Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко"

1. Малорасходный турбонасосный агрегат содержит турбину и насос, корпуса которых соединены между собой, общий вал, опирающийся на подшипники, рабочие колеса турбины и насоса, размещенные на общем валу и направляющий аппарат, установленный на выходе рабочего колеса, отличающийся тем, что выход из направляющего аппарата насоса соединен с выходным патрубком насоса через последовательно соединенные гидравлический тракт и кольцевой коллектор, который расположен в стыке между корпусами насоса и турбины, при этом гидравлический тракт включает в себя последовательно соединенные между собой: кольцевой канал, расположенный в корпусе насоса над подшипниками, перепускной коллектор и дополнительный коллектор, также расположенный в зоне стыка корпусов насоса и турбины, при этом выход из перепускного коллектора также соединен с проточной полостью подшипников, которая гидравлически соединена со входом насоса через отверстие, выполненное в его колесе. 2. Малорасходный турбонасосный агрегат по п.1, отличающийся тем, что кольцевой канал, расположенный в корпусе насоса над подшипниками, выполнен оребренным. И 1 111200 ко РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ ВУ” 141 200°° 94 ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ (12) ИЗВЕЩЕНИЯ К ПАТЕНТУ НА ПОЛЕЗНУЮ МОДЕЛЬ ММ9К Досрочное прекращение действия патента из-за неуплаты в установленный срок пошлины за поддержание патента в силе Дата прекращения действия патента: 01.07.2020 Дата внесения записи в Государственный реестр: 12.04.2021 Дата публикации и номер бюллетеня: 12.04.2021 Бюл. №11 Стр.: 1 па ООСЕЕ ЕП

Подробнее
Номер записи: 166
10-01-2012 дата публикации

МАЛОРАСХОДНЫЙ ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ

Номер: RU0000112282U1
Автор: Сидоренко Александр Сергеевич, Толстиков Леонид Алексеевич
Принадлежит: Открытое акционереное общество "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко"

Малорасходный турбонасосный агрегат, содержащий турбину и насос, корпуса которых соединены между собой, общий вал, опирающийся на подшипники, рабочие колеса турбины и насоса, размещенные на общем валу, и направляющий аппарат, установленный на выходе рабочего колеса, отличающийся тем, что выход из направляющего аппарата соединен с выходным патрубком насоса через гидравлический тракт и кольцевой коллектор, расположенный в стыке между корпусами насоса и турбины, при этом указанный гидравлический тракт включает в себя последовательно соединенные проточную полость подшипников и промежуточный коллектор, расположенный вблизи стыка корпусов насоса и турбины. И 1 112282 ко РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ 7 ВУ” 112 282” Ц14 ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ (12) ИЗВЕЩЕНИЯ К ПАТЕНТУ НА ПОЛЕЗНУЮ МОДЕЛЬ ММ9К Досрочное прекращение действия патента из-за неуплаты в установленный срок пошлины за поддержание патента в силе Дата прекращения действия патента: 01.07.2020 Дата внесения записи в Государственный реестр: 12.04.2021 Дата публикации и номер бюллетеня: 12.04.2021 Бюл. №11 Стр.: 1 па СЗО ЕП

Подробнее
Номер записи: 167
10-03-2012 дата публикации

ЛАЗЕРНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

Номер: RU0000114107U1
Автор: Бикмучев Айдар Рустемович, Дрегалин Анатолий Федорович, Мухамедзянов Ринад Алиманович, Саттаров Альберт Габдулбарович
Принадлежит: Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Казанский национальный исследовательский университет им. А.Н. Туполева - КАИ"(КНИТУ - КАИ)

1. Лазерный ракетный двигатель, включающий источник лазерного излучения, систему поворотных и фокусирующих зеркал, камеру поглощения с фокусирующей линзой, сопло, систему подвода рабочего тела в камеру поглощения, отличающийся тем, что в фокусе длиннофокусной линзы и последовательно по оси камеры поглощения расположены, по меньшей мере, два конца проволоки из легкоионизируемого металла. 2. Лазерный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что он снабжен системой непрерывной подачи проволоки из легкоионизируемого металла в камеру поглощения по ее оси. РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ (19) RU (11) (13) 114 107 U1 (51) МПК F03H 1/00 (2006.01) F02K 99/00 (2009.01) ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ (12) ОПИСАНИЕ (21)(22) Заявка: ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К ПАТЕНТУ 2011132411/06, 01.08.2011 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 01.08.2011 Адрес для переписки: 420111, г.Казань, ул. Карла Маркса, 10, Казанский государственный технический университет им. А.Н. Туполева, отдел интеллектуальной собственности R U 1 1 4 1 0 7 Формула полезной модели 1. Лазерный ракетный двигатель, включающий источник лазерного излучения, систему поворотных и фокусирующих зеркал, камеру поглощения с фокусирующей линзой, сопло, систему подвода рабочего тела в камеру поглощения, отличающийся тем, что в фокусе длиннофокусной линзы и последовательно по оси камеры поглощения расположены, по меньшей мере, два конца проволоки из легкоионизируемого металла. 2. Лазерный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что он снабжен системой непрерывной подачи проволоки из легкоионизируемого металла в камеру поглощения по ее оси. Стр.: 1 U 1 U 1 (54) ЛАЗЕРНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ 1 1 4 1 0 7 (73) Патентообладатель(и): Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Казанский национальный исследовательский университет им. А.Н. Туполева - КАИ" (КНИТУ - КАИ) (RU) (45) Опубликовано: 10.03.2012 Бюл. № 7 R U Приоритет(ы): (22) Дата подачи заявки: 01. ...

Подробнее
Номер записи: 168
20-03-2012 дата публикации

КОМБИНИРОВАННЫЙ ВОЗДУШНО-РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ С ПРЯМОТОЧНОЙ КАМЕРОЙ ПУЛЬСИРУЮЩЕГО ГОРЕНИЯ, ФОРКАМЕРОЙ И СИСТЕМОЙ ВОЗДУШНОГО ЗАПУСКА

Номер: RU0000114343U1
Автор: Голубятник Вячеслав Васильевич, Маршуба Константин Станиславович, Немов Сергей Александрович, Солодовников Алексей Витальевич
Принадлежит: Федеральное государственное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Военная академия ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого" Министерства обороны Российской Федерации

Комбинированный воздушно-ракетный двигатель с прямоточной камерой пульсирующего горения, форкамерой и системой воздушного запуска, содержащий баки с окислителем и горючим, камеру сгорания, сопло Лаваля, клапаны окислителя и горючего, систему зажигания, резонансную трубу, установленную в закритической части сопла Лаваля, отличающийся тем, что в него введены форкамера с обратным воздушно-кислородным клапаном, установленная под углом 90° к оси камеры сгорания и соединенная с воздухозаборником с дроссельной заслонкой, баллон с азотом, соединенный трубопроводом системы воздушного запуска через установленный в нем кран пуска азота и обратный клапан системы воздушного запуска с воздухозаборником, а трубопровод системы воздушного запуска соединен с баком окислителя через наддувающий трубопровод и кран пуска окислителя, в бак окислителя установлен трубопровод подачи окислителя, соединенный через теплообменник, установленный на резонансной трубе через клапан окислителя, с обратным воздушно-кислородным клапаном форкамеры, бак с горючим соединен с форкамерой, трубопроводом отбора газообразных продуктов горения с обратным клапаном и трубопроводом подачи горючего через клапан горючего с топливной форсункой, установленной в форкамере, при этом трубопровод системы воздушного запуска после обратного клапана системы воздушного запуска соединен трубопроводом наддува с трубопроводом отбора газообразных продуктов горения после обратного клапана. РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ (19) RU (11) (51) МПК F02K 9/78 (13) 114 343 U1 (2006.01) ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ (12) ОПИСАНИЕ (21)(22) Заявка: ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К ПАТЕНТУ 2011124326/06, 16.06.2011 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 16.06.2011 Адрес для переписки: 142210, Московская обл., г. Серпухов, ул. Бригадная, 17, СВИ РВ 1 1 4 3 4 3 R U Формула полезной модели Комбинированный воздушно-ракетный двигатель с прямоточной камерой пульсирующего горения, форкамерой и системой воздушного запуска, содержащий баки с ...

Подробнее
Номер записи: 169
10-06-2012 дата публикации

УСТРОЙСТВО РЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ С ИЗМЕНЯЕМЫМИ ТЯГОВЫМИ УСИЛИЯМИ

Номер: RU0000116912U1
Автор: Енаев Александр Андреевич, Преснов Александр Юрьевич
Принадлежит: Енаев Александр Андреевич

Устройство реактивного двигателя с изменяемым тяговым усилием, содержащее топливный бак, четыре камеры сгорания, четыре сопла, а также четыре топливные насоса и два нагнетателя с входными направляющими аппаратами для окислителя - атмосферного воздуха, отличающееся тем, что нагнетатели окислителя - атмосферного воздуха с входными направляющими аппаратами приводятся в движение от поршневого двигателя внутреннего сгорания, а из их корпусов выходят трубы, расширяющиеся в конечной части для образования полостей камер сгорания, оканчивающихся сужающимся соплом для выхода потока, а топливные насосы приводятся во вращение от электродвигателей. РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ (19) RU (11) (13) 116 912 U1 (51) МПК F02K 5/02 (2006.01) F02K 9/80 (2006.01) ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ (12) ОПИСАНИЕ (21)(22) Заявка: ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К ПАТЕНТУ 2011144699/06, 03.11.2011 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 03.11.2011 (72) Автор(ы): Енаев Александр Андреевич (RU), Преснов Александр Юрьевич (RU) (73) Патентообладатель(и): Енаев Александр Андреевич (RU) R U Приоритет(ы): (22) Дата подачи заявки: 03.11.2011 (45) Опубликовано: 10.06.2012 Бюл. № 16 R U 1 1 6 9 1 2 Формула полезной модели Устройство реактивного двигателя с изменяемым тяговым усилием, содержащее топливный бак, четыре камеры сгорания, четыре сопла, а также четыре топливные насоса и два нагнетателя с входными направляющими аппаратами для окислителя атмосферного воздуха, отличающееся тем, что нагнетатели окислителя - атмосферного воздуха с входными направляющими аппаратами приводятся в движение от поршневого двигателя внутреннего сгорания, а из их корпусов выходят трубы, расширяющиеся в конечной части для образования полостей камер сгорания, оканчивающихся сужающимся соплом для выхода потока, а топливные насосы приводятся во вращение от электродвигателей. Стр.: 1 U 1 U 1 (54) УСТРОЙСТВО РЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ С ИЗМЕНЯЕМЫМИ ТЯГОВЫМИ УСИЛИЯМИ 1 1 6 9 1 2 Адрес для переписки: 180004, Псковская обл., г. ...

Подробнее
Номер записи: 170
20-07-2012 дата публикации

ЗАРЯД ТВЕРДОГО РАКЕТНОГО ТОПЛИВА

Номер: RU0000118365U1
Автор: Беклемышева Тамара Михайловна, Егоров Дмитрий Михайлович, Меринова Людмила Васильевна, Самохин Владимир Степанович, Шамраев Виктор Яковлевич
Принадлежит: Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов"

Заряд твердого ракетного топлива, забронированный по торцу, содержит корпус, неразъемное днище, компенсатор деформации, отличающийся тем, что компенсатор деформации выполнен в виде эластичной манжеты, причем манжета заканчивается петлей, выходящей в канал заряда, а конец петли скреплен с днищем корпуса, при этом длина петли от точек скрепления с зарядом и днищем корпуса обеспечивает перемещение торца и днища относительно друг друга, не вызывая отрывных напряжений в заряде. РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ (19) RU (11) (51) МПК F02K 9/34 (13) 118 365 U1 (2006.01) ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ (12) ОПИСАНИЕ (21)(22) Заявка: ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К ПАТЕНТУ 2011137599/06, 12.09.2011 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 12.09.2011 (45) Опубликовано: 20.07.2012 Бюл. № 20 R U 1 1 8 3 6 5 Формула полезной модели Заряд твердого ракетного топлива, забронированный по торцу, содержит корпус, неразъемное днище, компенсатор деформации, отличающийся тем, что компенсатор деформации выполнен в виде эластичной манжеты, причем манжета заканчивается петлей, выходящей в канал заряда, а конец петли скреплен с днищем корпуса, при этом длина петли от точек скрепления с зарядом и днищем корпуса обеспечивает перемещение торца и днища относительно друг друга, не вызывая отрывных напряжений в заряде. Стр.: 1 U 1 U 1 (54) ЗАРЯД ТВЕРДОГО РАКЕТНОГО ТОПЛИВА 1 1 8 3 6 5 Адрес для переписки: 614113, г.Пермь, ул. Чистопольская, 16, ФГУП "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" (73) Патентообладатель(и): Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" (RU) R U Приоритет(ы): (22) Дата подачи заявки: 12.09.2011 (72) Автор(ы): Самохин Владимир Степанович (RU), Меринова Людмила Васильевна (RU), Егоров Дмитрий Михайлович (RU), Беклемышева Тамара Михайловна (RU), Шамраев Виктор Яковлевич (RU) U 1 U 1 1 1 8 3 6 5 1 1 8 3 6 5 R U R U Стр.: 2 RU 5 10 15 20 25 30 35 40 45 118 365 U1 Предлагаемая полезная модель ...

Подробнее
Номер записи: 171
27-08-2012 дата публикации

СОПЛОВОЙ БЛОК С КРУГЛЫМ НАСАДКОМ

Номер: RU0000119816U1
Автор: Иванов Игорь Эдуардович, Семенов Василий Васильевич, Федоров Владимир Владимирович, Чванов Владимир Константинович
Принадлежит: Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет)" (МАИ)

1. Сопловой блок с круглым насадком, состоящий из четырех или более земных сопел, расположенных по окружности, и высотного круглого насадка, выполненного в виде усеченного конуса, охватывающего земные сопла, а в месте внешнего стыка насадка со срезом земных сопел образованы щели, отличающийся тем, что входная часть насадка выполнена огибающей земные сопла по их внешнему контуру, при этом в месте стыка высотного насадка со срезами земных сопел образован излом контура соплового блока, а в месте излома контура организована узкая кольцевая щель с параллельными оси насадка стенками, при этом насадок соединен с земными соплами с помощью установленных ребрами пластин - пилонов, расположенных на одинаковом расстоянии друг от друга параллельно оси насадка. 2. Сопловой блок с круглым насадком по п.1, отличающийся тем, что выходная часть круглого насадка выполнена фигурной в виде лепестков, при этом количество лепестков совпадает с количеством земных сопел. РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ (19) RU (11) (13) 119 816 U1 (51) МПК F02K 9/97 (2006.01) F02K 1/52 (2006.01) ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ (12) ОПИСАНИЕ (21)(22) Заявка: ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К ПАТЕНТУ 2012115102/06, 17.04.2012 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 17.04.2012 Адрес для переписки: 125993, Москва, А-80, Волоколамское ш., 4, МАИ, патентный отдел 1 1 9 8 1 6 R U Формула полезной модели 1. Сопловой блок с круглым насадком, состоящий из четырех или более земных сопел, расположенных по окружности, и высотного круглого насадка, выполненного в виде усеченного конуса, охватывающего земные сопла, а в месте внешнего стыка насадка со срезом земных сопел образованы щели, отличающийся тем, что входная часть насадка выполнена огибающей земные сопла по их внешнему контуру, при этом в месте стыка высотного насадка со срезами земных сопел образован излом контура соплового блока, а в месте излома контура организована узкая кольцевая щель с параллельными оси насадка стенками, при этом насадок соединен с ...

Подробнее
Номер записи: 172
27-09-2012 дата публикации

КОЛЛЕКТОР ПОДВОДА КОМПОНЕНТОВ ТОПЛИВА В КАНАЛЫ РЕГЕНЕРАТИВНОГО ОХЛАЖДЕНИЯ КАМЕРЫ ЖИДКОСТНОГО-РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ

Номер: RU0000120719U1
Автор: Долматов Андрей Петрович, Иванов Николай Геннадьевич, Кашапов Марат Ахмадеевич
Принадлежит: Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко"

1. Коллектор подвода компонентов топлива в каналы регенеративного охлаждения камеры жидкостного-ракетного двигателя, включающий корпус, наружную оболочку, внутреннюю полость и подводящий патрубок, отличающийся тем, что в полости коллектора установлена кольцевая разделительная перегородка, делящая его объем на две герметичные полости переменного сечения, одна из которых соединена с одним из подводящих патрубков, а другая - со вторым патрубком, причем эти патрубки соединены с полостями коллектора со стороны большего сечения, а сами полости соединены с различными каналами регенеративного охлаждения камеры через отверстия в корпусе камеры, кроме того, указанная перегородка имеет два профилированных участка, расположенных в ее диаметрально противоположных местах, на которых перегородка отогнута по разные стороны от плоскости перегородки на угол α, обеспечивающий требуемое проходное сечение со стороны патрубков, при этом подводящие патрубки закреплены вместе с наружной оболочкой коллектора, в местах расположения профилированных участков и по своему периметру герметично соединены с перегородкой и корпусом камеры. 2. Коллектор по п.1, отличающийся тем, что угол α, обеспечивающий требуемое проходное сечение со стороны патрубков, составляет 45-90°. 120719 Ц ко РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ ВУ” 120 749” 44 ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ (12) ИЗВЕЩЕНИЯ К ПАТЕНТУ НА ПОЛЕЗНУЮ МОДЕЛЬ ММ9К Досрочное прекращение действия патента из-за неуплаты в установленный срок пошлины за поддержание патента в силе Дата прекращения действия патента: 02.12.2020 Дата внесения записи в Государственный реестр: 05.10.2021 Дата публикации и номер бюллетеня: 05.10.2021 Бюл. №28 Стр.: 1 бор па ЕП

Подробнее
Номер записи: 173
10-11-2012 дата публикации

ИСПЫТАТЕЛЬНЫЙ СТЕНД

Номер: RU0000121868U1
Автор: Козлов Вячеслав Иванович, Лёб Хорст, Обухов Владимир Алексеевич, Плохих Андрей Павлович, Попов Гарри Алексеевич
Принадлежит: Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет)"

1. Испытательный стенд, содержащий вакуумную камеру с насосными отсеками, отсек для установки электроракетного двигателя, вакуумную насосную систему, включающую в свой состав криогенные вакуумные насосы, охлаждаемый экран-преобразователь энергии струи ионизованного газа, расположенный в торцевой части вакуумной камеры, отличающийся тем, что включает в свой состав, по меньшей мере, один дополнительный экран, выполненный в виде диафрагмы с центральным отверстием, размер которого меньше размера охлаждаемого экрана-преобразователя энергии, при этом дополнительный экран размещен между отсеком для установки электроракетного двигателя и охлаждаемым экраном-преобразователем энергии, криогенные насосы соединены с насосными отсеками, расположенными между отсеком для установки электроракетного двигателя, дополнительным экраном и экраном-преобразователем. 2. Стенд по п.1, отличающийся тем, что центральное отверстие в дополнительном экране выполнено в форме круга. 3. Стенд по п.2, отличающийся тем, что дополнительный экран снабжен кольцевой вставкой, образующей центральное отверстие дополнительного экрана, причем протяженность кольцевой вставки вдоль направления истечения струи ионизованного газа, генерируемой электроракетным двигателем, составляет не менее радиуса центрального отверстия. РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ (19) RU (11) (51) МПК F02K 9/96 (13) 121 868 U1 (2006.01) ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ (12) ОПИСАНИЕ (21)(22) Заявка: ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К ПАТЕНТУ 2012128673/28, 10.07.2012 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 10.07.2012 Адрес для переписки: 121467, Москва, Г-467, а/я 58, А.Р. Мельяну 1 2 1 8 6 8 R U Формула полезной модели 1. Испытательный стенд, содержащий вакуумную камеру с насосными отсеками, отсек для установки электроракетного двигателя, вакуумную насосную систему, включающую в свой состав криогенные вакуумные насосы, охлаждаемый экранпреобразователь энергии струи ионизованного газа, расположенный в торцевой части вакуумной камеры, ...

Подробнее
Номер записи: 174
10-12-2012 дата публикации

КАМЕРА ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ МАЛОЙ ТЯГИ

Номер: RU0000122707U1
Автор: Андреев Юрий Захарович
Принадлежит: Федеральное государственное унитарное предприятие "НАУЧНО-ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ИНСТИТУТ МАШИНОСТРОЕНИЯ" (ФГУП "НИИМаш")

1. Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги, состоящая из смесительной головки и установленных в ней через переходник камеры сгорания с соплом, втулки, охватывающей камеру сгорания и установленной с зазором относительно нее, отличающаяся тем, что на камере сгорания выполнен кольцевой установочный буртик с тонкостенной кольцевой перемычкой, контактирующий с посадочным местом на втулке, а втулка у смесительной головки установлена на посадочные места между камерой сгорания и переходником. 2. Камера по п.1, отличающаяся тем, что стенка камеры от кольцевого буртика до смесительной головки имеет толщину, рассчитанную из условий прочности при максимальном рабочем давлении и максимальной рабочей температуре стенки камеры в этой зоне. 3. Камера по п.1, отличающаяся тем, что полость между втулкой и стенкой камеры сгорания заполнена термостойким теплоизоляционным материалом. 4. Камера по п.1, отличающаяся тем, что на внутренней поверхности втулки выполнена кольцевая проточка. 5. Камера по п.1, отличающаяся тем, что в тонкостенной кольцевой перемычке между кольцевым установочным буртиком и камерой сгорания выполнены равномерно распределенные отверстия. РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ (19) RU (11) (51) МПК F02K 9/62 (13) 122 707 U1 (2006.01) ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ (12) ОПИСАНИЕ (21)(22) Заявка: ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К ПАТЕНТУ 2012115212/28, 16.04.2012 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 16.04.2012 (72) Автор(ы): Андреев Юрий Захарович (RU) Приоритет(ы): (22) Дата подачи заявки: 16.04.2012 (45) Опубликовано: 10.12.2012 Бюл. № 34 1 2 2 7 0 7 R U Формула полезной модели 1. Камера жидкостного ракетного двигателя малой тяги, состоящая из смесительной головки и установленных в ней через переходник камеры сгорания с соплом, втулки, охватывающей камеру сгорания и установленной с зазором относительно нее, отличающаяся тем, что на камере сгорания выполнен кольцевой установочный буртик с тонкостенной кольцевой перемычкой, контактирующий с посадочным ...

Подробнее
Номер записи: 175
20-01-2013 дата публикации

СМЕСИТЕЛЬНАЯ ГОЛОВКА КАМЕРЫ СГОРАНИЯ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ

Номер: RU0000124320U1
Автор: Иванов Николай Геннадьевич, Каменский Станислав Дмитриевич, Кашапов Марат Ахмадеевич, Мужичкова Татьяна Ильинична, Федоров Владимир Владимирович
Принадлежит: Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение Энергомаш имени академика В.П. Глушко"

1. Смесительная головка камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя, содержащая наружную обечайку, огневое и среднее днища, двухкомпонентные форсунки, закрепленные в среднем и огневом днищах, а также двухкомпонентные форсунки, выступающие из огневого днища, образующие внутри камеры антипульсационные перегородки в виде кольца с несколькими расходящимися радиальными лучами, при этом выступающие форсунки выполнены охлаждаемыми за счет протока горючего по спиралевидным каналам, образованных между наружной и внутренней оболочками оребренного корпуса и втулки, отличающаяся тем, что наружные поверхности втулок выступающих форсунок на всю длину выступания покрыты металлическим термостойким покрытием из никеля толщиной от 80 мкм до 400 мкм. 2. Смесительная головка по п.1, отличающаяся тем, что заглубленные и выступающие выполненные струйно-центробежные с осевым подводом окислительного газа. 3. Смесительная головка по п.1, отличающаяся тем, что указанные форсунки выполнены из металла с высокой теплопроводностью, например из меди, медных сплавов, бронзы БрХ-08. РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ (19) RU (11) (51) МПК F02K 9/52 (13) 124 320 U1 (2006.01) ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ (12) ОПИСАНИЕ (21)(22) Заявка: ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К ПАТЕНТУ 2012103076/06, 31.01.2012 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 31.01.2012 (45) Опубликовано: 20.01.2013 Бюл. № 2 1 2 4 3 2 0 R U Формула полезной модели 1. Смесительная головка камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя, содержащая наружную обечайку, огневое и среднее днища, двухкомпонентные форсунки, закрепленные в среднем и огневом днищах, а также двухкомпонентные форсунки, выступающие из огневого днища, образующие внутри камеры антипульсационные перегородки в виде кольца с несколькими расходящимися радиальными лучами, при этом выступающие форсунки выполнены охлаждаемыми за счет протока горючего по спиралевидным каналам, образованных между наружной и внутренней оболочками оребренного корпуса и втулки, ...

Подробнее
Номер записи: 176
10-03-2013 дата публикации

КАМЕРА РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ МАЛОЙ ТЯГИ

Номер: RU0000125632U1
Автор: Салич Василий Леонидович
Принадлежит: Федеральное государственное унитарное предприятие "НАУЧНО-ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ИНСТИТУТ МАШИНОСТРОЕНИЯ" (ФГУП "НИИМаш")

1. Камера ракетного двигателя малой тяги, работающего на несамовоспламеняющихся компонентах топлива, из которых хотя бы один газообразный, содержащая смесительную головку, предкамеру с воспламенительным устройством в виде электроискровой свечи, камеру сгорания, магистрали подвода окислителя и горючего к смесительной головке, форсунки, канал подвода газообразного компонента топлива в предкамеру, отличающаяся тем, что воспламенительное устройство выполнено в виде электроискровой свечи с центральным электродом, расположенным в канале, соединяющем камеру сгорания и предкамеру. 2. Камера ракетного двигателя малой тяги по п.1, отличающаяся тем, что острая кромка центрального электрода лежит в одной плоскости с острой кромкой выхода канала, соединяющего камеру сгорания и предкамеру. И 1 125632 ко РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ ‘7 ВУ’ 125 632” 414 ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ (12) ИЗВЕЩЕНИЯ К ПАТЕНТУ НА ПОЛЕЗНУЮ МОДЕЛЬ МЕЭК Восстановление действия патента Дата, с которой действие патента восстановлено: 14.09.2021 Дата внесения записи в Государственный реестр: 14.09.2021 Дата публикации и номер бюллетеня: 14.09.2021 Бюл. №26 Стр.: 1 па Сс9аясС | ЕП

Подробнее
Номер записи: 177
27-03-2013 дата публикации

УСТРОЙСТВО ПОДАЧИ КОМПОНЕНТОВ ТОПЛИВА ДЛЯ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ С ГЛУБОКИМ ДРОССЕЛИРОВАНИЕМ

Номер: RU0000126375U1
Автор: Сидоренко Александр Сергеевич
Принадлежит: Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко"

1. Устройство подачи компонентов топлива в жидкостный ракетный двигатель, содержащее турбонасосный агрегат, включающий в себя турбину и насосы, а также установленные на входе в каждый насос, бустерные насосные агрегаты, привод каждого из которых осуществляется парциальной турбиной, газовой или гидравлической, имеющей сопловой аппарат с входным коллектором, при этом вход в каждую турбину гидравлически соединен либо с выходом одного из насосов в случае гидротурбины, либо с газовым трактом, расположенным за турбиной турбонасосного агрегата, в случае газовой турбины, отличающееся тем, что в турбине каждого бустерного насоса установлен дополнительный сопловой аппарат со своим входным коллектором, который трубопроводом с установленным в нем регулирующим устройством гидравлически соединен либо непосредственно с источником рабочего тела, либо с трубопроводом, через который осуществляется гидравлическое соединение входного коллектора основной турбины с источником рабочего тела. 2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что в качестве регулирующего устройства установлен многопозиционный клапан. 4. Устройство по п.1, отличающееся тем, что в качестве регулирующего устройства установлен регулятор давления. РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ (19) RU (11) (51) МПК F02K 9/44 (13) 126 375 U1 (2006.01) ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ (12) ОПИСАНИЕ (21)(22) Заявка: ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К ПАТЕНТУ 2012132689/06, 31.07.2012 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 31.07.2012 (72) Автор(ы): Сидоренко Александр Сергеевич (RU) Приоритет(ы): (22) Дата подачи заявки: 31.07.2012 (45) Опубликовано: 27.03.2013 Бюл. № 9 1 2 6 3 7 5 R U Формула полезной модели 1. Устройство подачи компонентов топлива в жидкостный ракетный двигатель, содержащее турбонасосный агрегат, включающий в себя турбину и насосы, а также установленные на входе в каждый насос, бустерные насосные агрегаты, привод каждого из которых осуществляется парциальной турбиной, газовой или гидравлической, имеющей сопловой аппарат ...

Подробнее
Номер записи: 178
27-03-2013 дата публикации

ГАЗИФИКАТОР ДЛЯ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ ОТКРЫТОЙ СХЕМЫ

Номер: RU0000126376U1
Автор: Аджян Алексей Погосович, Асташенков Николай Никитович, Мужичкова Татьяна Ильинична
Принадлежит: Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко"

Газификатор для жидкостного ракетного двигателя открытой схемы содержит смесительную головку и камеру с выходным патрубком, при этом смесительная головка включает крышку, среднее и огневое днища, которые образуют полости горючего и окислителя, указанные полости через патрубки, выполненные в корпусе смесительной головки, соединены с системой подачи окислителя и горючего, причем между средним и огневым днищами равномерно расположены по концентрическим окружностям смесительные элементы, кроме того, имеется пояс разбавления, отличающийся тем, что в качестве смесительных элементов применены форкамеры, каждая из которых выполнена в виде цельноточенного корпуса с соосно расположенными в нем форсунками горючего и окислителя со смесительной камерой, причем форсунки горючего через отверстия, выполненные в корпусе форкамеры, соединены с полостью горючего, а форсунки окислителя через отверстия соединены с полостью окислителя, при этом указанные форсунки соединены со смесительной камерой, кроме того, корпуса форкамер со стороны форсунок горючего закреплены в среднем днище, а со стороны смесительных камер в сквозных отверстиях огневого днища с образованием кольцевых каналов-поясов разбавления, которые гидравлически соединены с полостью окислителя, при этом толщина кольцевого зазора определяется по следующей формуле: где - площадь кольцевого канала для ввода окислителя, подлежащего испарению; D - наружный диаметр форкамеры; µ - коэффициент расхода канала, зависящий от конфигурации входных кромок (0,65…0,75); ρ - плотность испаряемого компонента; ΔP - срабатываемый перепад давления на форкамере; РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ (19) RU (11) (51) МПК F02K 9/48 (13) 126 376 U1 (2006.01) ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ (12) ОПИСАНИЕ (21)(22) Заявка: ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К ПАТЕНТУ 2012132690/06, 31.07.2012 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 31.07.2012 (73) Патентообладатель(и): Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко" (RU) (45) ...

Подробнее
Номер записи: 179
20-06-2013 дата публикации

ВОСПЛАМЕНИТЕЛЬНОЕ УСТРОЙСТВО ЗАРЯДОВ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА

Номер: RU0000129155U1
Автор: Лебеденко Дмитрий Валерьевич, Сладков Валерий Юрьевич
Принадлежит: Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Тульский государственный университет" (ТулГУ)

Воспламенительное устройство зарядов ракетных двигателей твердого топлива, содержащее подвижный элемент, выполненный в виде полого цилиндрического стакана с радиальными соплами и размещенной внутри него навеской воспламенительного состава, отличающееся тем, что на передней торцевой части стакана выполнены торцевые сопла, а радиальные сопла выполнены на боковой поверхности стакана под углом по отношению к осевой линии стакана. РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ (19) RU (11) (51) МПК F02K 9/95 (13) 129 155 U1 (2006.01) ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ (12) ОПИСАНИЕ (21)(22) Заявка: ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К ПАТЕНТУ 2012155213/06, 19.12.2012 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 19.12.2012 (72) Автор(ы): Сладков Валерий Юрьевич (RU), Лебеденко Дмитрий Валерьевич (RU) (45) Опубликовано: 20.06.2013 Бюл. № 17 R U 1 2 9 1 5 5 Формула полезной модели Воспламенительное устройство зарядов ракетных двигателей твердого топлива, содержащее подвижный элемент, выполненный в виде полого цилиндрического стакана с радиальными соплами и размещенной внутри него навеской воспламенительного состава, отличающееся тем, что на передней торцевой части стакана выполнены торцевые сопла, а радиальные сопла выполнены на боковой поверхности стакана под углом по отношению к осевой линии стакана. Стр.: 1 U 1 U 1 (54) ВОСПЛАМЕНИТЕЛЬНОЕ УСТРОЙСТВО ЗАРЯДОВ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА 1 2 9 1 5 5 Адрес для переписки: 300600, г.Тула, пр-кт Ленина, 92, ФГБОУ ВПО "Тульский государственный университет" (ТулГУ), патентно-лицензионный отдел R U (73) Патентообладатель(и): Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Тульский государственный университет" (ТулГУ) (RU) Приоритет(ы): (22) Дата подачи заявки: 19.12.2012 U 1 U 1 1 2 9 1 5 5 1 2 9 1 5 5 R U R U Стр.: 2 RU 5 10 15 20 25 30 35 40 45 129 155 U1 Полезная модель относится к области ракетной техники, а именно к воспламенительным устройствам зарядов ракетных двигателей твердого ...

Подробнее
Номер записи: 180
10-08-2013 дата публикации

КОРПУСНОЙ ЗАМОК ДЛЯ СОЕДИНЕНИЯ ОХЛАЖДАЕМОЙ И НЕОХЛАЖДАЕМОЙ СЕКЦИЙ СОПЛА ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ

Номер: RU0000131091U1
Автор: Авдеев Алексей Валерьевич, Клинков Станислав Сергеевич, Хомяков Анатолий Михайлович
Принадлежит: Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет)" (МАИ)

1. Корпусной замок для соединения охлаждаемой и неохлаждаемой секций сопла жидкостного ракетного двигателя, содержащий профилированный фланец, профилированный уплотнительный элемент, размещенный между охлаждаемой и неохлаждаемой секциями, и крепежные болты, соединяющие опорные поверхности узла крепления охлаждаемой и неохлаждаемой секции между собой, отличающийся тем, что замок снабжен контактными вкладышами для взаимодействия с профилированным уплотнительным элементом, размещенными в полости между охлаждаемой и неохлаждаемой секциями, при этом каждый вкладыш выполнен, по меньшей мере, с односторонним упорным шипом для взаимодействия с неохлаждаемой секцией, наружная стенка охлаждаемой секции выполнена с кольцевым буртом, имеющим охлаждающие отверстия для образования в охлаждаемом тракте двигателя вращающегося охладителя в виде жидкого кольца и истечения жидкой пленки, предохраняющей неохлаждаемую секцию от высокотемпературной эрозии. 2. Замок по п.1, отличающийся тем, что упорный шип выполнен конической формы. РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ (19) RU (11) (51) МПК F02K 9/97 (13) 131 091 U1 (2006.01) ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ (12) ОПИСАНИЕ (21)(22) Заявка: ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К ПАТЕНТУ 2012145244/06, 25.10.2012 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 25.10.2012 (45) Опубликовано: 10.08.2013 Бюл. № 22 Адрес для переписки: 125993, Москва, А-80, Волоколамское ш., 4, МАИ, Патентный отдел 1 3 1 0 9 1 R U Формула полезной модели 1. Корпусной замок для соединения охлаждаемой и неохлаждаемой секций сопла жидкостного ракетного двигателя, содержащий профилированный фланец, профилированный уплотнительный элемент, размещенный между охлаждаемой и неохлаждаемой секциями, и крепежные болты, соединяющие опорные поверхности узла крепления охлаждаемой и неохлаждаемой секции между собой, отличающийся тем, что замок снабжен контактными вкладышами для взаимодействия с профилированным уплотнительным элементом, размещенными в полости между охлаждаемой и неохлаждаемой ...

Подробнее
Номер записи: 181
20-09-2013 дата публикации

КРУГЛОЕ СОПЛО ЛАВАЛЯ

Номер: RU0000132494U1
Автор: Иванов Игорь Эдуардович, Семенов Василий Васильевич
Принадлежит: Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет)" (МАИ)

Круглое сопло Лаваля, содержащее круглую сужающуюся часть, узкое горло и круглую расширяющуюся часть, отличающееся тем, что профиль расширяющейся части круглого сопла выполнен в виде параболы, координаты которой определены по формуле y(х)=a(х-х)+b(x-x)+c(х-х)+d, c=tgα, d=y, x, y - координаты начальной точки профиля; α=15°-70° - угол наклона касательной к профилю круглого сопла на входе в его расширяющуюся часть; x, y - координаты последней точки профиля круглого сопла; β=4°-20° - угол наклона касательной к профилю круглого сопла на его срезе. И 1 132494 ко РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ ВУ” 132 494” 44 ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ (12) ИЗВЕЩЕНИЯ К ПАТЕНТУ НА ПОЛЕЗНУЮ МОДЕЛЬ ММ9К Досрочное прекращение действия патента из-за неуплаты в установленный срок пошлины за поддержание патента в силе Дата прекращения действия патента: 19.04.2020 Дата внесения записи в Государственный реестр: 01.02.2021 Дата публикации и номер бюллетеня: 01.02.2021 Бюл. №4 Стр.: 1 па УбУСЕ ЕП

Подробнее
Номер записи: 182
10-12-2013 дата публикации

ГИБРИДНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

Номер: RU0000135366U1
Автор: Карташев Александр Леонидович, Шулев Игорь Станиславович
Принадлежит: Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Южно-Уральский государственный университет" (национальный исследовательский университет) (ФГБОУ ВПО "ЮУрГУ" (НИУ))

Гибридный ракетный двигатель, содержащий зарядную камеру с размещенным в ней зарядом твердого компонента топлива, по оси которого выполнены сквозные профилированные каналы, форсуночную головку, камеру сгорания, камеру дожигания, организованную в предсопловом объеме за зарядом твердого компонента топлива, каналы которого сообщаются с полостью камеры дожигания, вытеснительную систему подачи жидкого компонента топлива, включающую магистраль подачи жидкого компонента топлива, баки с газом наддува, бак с жидким компонентом топлива, элементы управления и контроля параметров системы вытеснения жидкого компонента топлива, выходящий газовод из камеры сгорания с двигателем закрутки, отличающийся тем, что гибридный ракетный двигатель дополнительно содержит систему дискретного замера уровней твердого и жидкого компонентов топлива, магистраль подачи с узлом разделения на магистраль подачи жидкого компонента топлива в камеру сгорания, сообщающуюся с полостью форсуночной головки камеры сгорания, расположенной в переднем днище двигателя и снабженную регулятором расхода подаваемого жидкого компонента в камеру сгорания, и магистраль перепуска жидкого компонента топлива, сообщающуюся с полостью камеры дожигания через элементы подачи газифицированного компонента и снабженную регулятором расхода жидкого компонента, подаваемого в направлении камеры дожигания и агрегата преобразования жидкого компонента топлива в газообразную фазу, представляющий газогенератор или теплообменный аппарат. РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ (19) RU (11) (51) МПК F02K 9/72 (13) 135 366 U1 (2006.01) ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ (12) ОПИСАНИЕ (21)(22) Заявка: ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К ПАТЕНТУ 2013124160/06, 27.05.2013 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 27.05.2013 (45) Опубликовано: 10.12.2013 Бюл. № 34 1 3 5 3 6 6 R U Формула полезной модели Гибридный ракетный двигатель, содержащий зарядную камеру с размещенным в ней зарядом твердого компонента топлива, по оси которого выполнены сквозные ...

Подробнее
Номер записи: 183
10-08-2014 дата публикации

КОЛЬЦЕВАЯ КАМЕРА ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ

Номер: RU0000144217U1
Автор: Черниченко Владимир Викторович, Шепеленко Виталий Борисович
Принадлежит: Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Воронежский государственный технический университет"

1. Кольцевая камера жидкостного ракетного двигателя, содержащая кольцевую смесительную головку, регенеративно охлаждаемые кольцевую камеру сгорания с тарельчатым соплом внешнего расширения и профилированным центральным телом, образованными профилированными внутренней и наружной оболочками, скрепленными между собой по ребрам тракта охлаждения, причем упомянутые оболочки и ребра образуют каналы охлаждения, при этом между ребрами тракта охлаждения выполнены полые перемычки, соединяющие вершины ребер между собой, причем наружный профиль указанных перемычек соответствует профилю тракта охлаждения, отличающаяся тем, что между перемычками и ребрами выполнены кольцевые радиальные канавки, причем ширина канавки не превышает ширины канала тракта охлаждения в месте выполнения упомянутых канавок. 2. Кольцевая камера жидкостного ракетного двигателя по п. 1, отличающаяся тем, что перемычки соединяют вершины всех ребер между собой с образованием единой кольцевой поверхности. 3. Кольцевая камера жидкостного ракетного двигателя по п. 1, отличающаяся тем, что перемычки соединяют вершины всех ребер между собой с образованием единой кольцевой поверхности, наружный профиль которой эквидистантен внутреннему профилю наружной оболочки в месте контакта с наружной поверхностью внутренней оболочки. РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ (19) RU (11) (51) МПК F02K 9/62 (13) 144 217 U1 (2006.01) ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ (12) ОПИСАНИЕ (21)(22) Заявка: ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К ПАТЕНТУ 2013159103/06, 30.12.2013 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 30.12.2013 (72) Автор(ы): Черниченко Владимир Викторович (RU), Шепеленко Виталий Борисович (RU) (45) Опубликовано: 10.08.2014 Бюл. № 22 1 4 4 2 1 7 R U Формула полезной модели 1. Кольцевая камера жидкостного ракетного двигателя, содержащая кольцевую смесительную головку, регенеративно охлаждаемые кольцевую камеру сгорания с тарельчатым соплом внешнего расширения и профилированным центральным телом, образованными профилированными внутренней ...

Подробнее
Номер записи: 184
20-09-2014 дата публикации

СОПЛО КАМЕРЫ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ

Номер: RU0000145545U1
Автор: Данильченко Валерий Павлович, Лавров Валерий Николаевич, Михайлов Степан Васильевич, Фаридонов Раиль Рашитович, Якушин Николай Иванович
Принадлежит: ОАО "КУЗНЕЦОВ"

1.Сопло камеры жидкостного реактивного двигателя, содержащее наружную и внутреннюю оболочки, образующие тракт охлаждения, сообщённый через подколлекторное кольцо с коллектором подвода охладителя, размещённым на наружной оболочке, отличающееся тем, что коллектор включает два диаметрально расположенных патрубка и, как минимум, одну поперечную перегородку, установленную на равном угловом удалении от осей патрубков. 2. Сопло камеры жидкостного реактивного двигателя по п. 1, отличающееся тем, что перегородка перекрывает в % 80 - 90 площади поперечного сечения коллектора с образованием зазора между перегородкой и подколлекторным кольцом. 3. Сопло камеры жидкостного реактивного двигателя по пп. 1 и 2, отличающееся тем, что оно снабжено коллектором отвода охладителя с тремя равнорасположенными по окружности патрубками отвода охладителя. РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ (19) RU (11) (51) МПК F02K 9/97 (13) 145 545 U1 (2006.01) ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ (12) ОПИСАНИЕ (21)(22) Заявка: ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К ПАТЕНТУ 2014120052/06, 19.05.2014 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 19.05.2014 (73) Патентообладатель(и): ОАО "КУЗНЕЦОВ" (RU) (45) Опубликовано: 20.09.2014 Бюл. № 26 1 4 5 5 4 5 R U Формула полезной модели 1.Сопло камеры жидкостного реактивного двигателя, содержащее наружную и внутреннюю оболочки, образующие тракт охлаждения, сообщённый через подколлекторное кольцо с коллектором подвода охладителя, размещённым на наружной оболочке, отличающееся тем, что коллектор включает два диаметрально расположенных патрубка и, как минимум, одну поперечную перегородку, установленную на равном угловом удалении от осей патрубков. 2. Сопло камеры жидкостного реактивного двигателя по п. 1, отличающееся тем, что перегородка перекрывает в % 80 - 90 площади поперечного сечения коллектора с образованием зазора между перегородкой и подколлекторным кольцом. 3. Сопло камеры жидкостного реактивного двигателя по пп. 1 и 2, отличающееся тем, что оно снабжено коллектором отвода ...

Подробнее
Номер записи: 185
10-12-2014 дата публикации

КАМЕРА ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ БЕЗ ДОЖИГАНИЯ ГЕНЕРАТОРНОГО ГАЗА, РАБОТАЮЩАЯ ПО СХЕМЕ "ГАЗ-ЖИДКОСТЬ"

Номер: RU0000148369U1
Автор: Аджян Алексей Погосович, Асташенков Николай Никитович, Лихванцев Анатолий Андреевич, Чернова Наталья Львовна
Принадлежит: Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко"

1. Камера жидкостного ракетного двигателя без дожигания генераторного газа, работающая по схеме "газ-жидкость", содержащая силовой корпус, в котором выполнены каналы регенеративного охлаждения, смесительную головку, состоящую из внутреннего, среднего и наружного днищ, которые образуют две основные полости головки: внутреннюю, в которую поступает горючее - керосин непосредственно из каналов регенеративного охлаждения и наружную полость окислителя - жидкого кислорода, и струйно-центробежные форсунки, равномерно расположенные во внутреннем днище, например по концентрическим окружностям, при этом указанные форсунки выполнены в виде двух соосно расположенных трубок, причем внутренние трубки закреплены в отверстиях среднего днища и выступают в полость окислителя, а наружные - укороченные трубки - насадки коаксиально установлены относительно внутренних трубок с образованием кольцевого зазора и имеют тангенциальные отверстия, соединяющие внутреннюю полость с кольцевым зазором, отличающаяся тем, что в смесительной головке установлен газификатор жидкого кислорода, состоящий из форкамер, выполненных за одно целое с внутренними трубками струйно-центробежных форсунок - трубок газификатора, соосно расположенных между собой, а в наружном днище выполнена дополнительная топливная полость и каналы, подводящие горючее в форкамеры, при этом каждая форкамера имеет корпус с соосно расположенными в нем форсунками горючего и окислителя со смесительной камерой, причем форсунки горючего через тангенциальные отверстия, выполненные в корпусе форкамер, соединены с кольцевыми расточками, которые через указанные каналы соединены с дополнительной топливной полостью, а форсунки окислителя через тангенциальные отверстия соединены с полостью окислителя, при этом корпуса форкамер со стороны форсунок горючего закреплены в кольцевых расточках наружного днища, а со стороны смесительных камер - в каналах внутренних трубок - газификатора с образованием кольцевого зазора - поясов разбавления, которые ...

Подробнее
Номер записи: 186
10-12-2014 дата публикации

КАМЕРА ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ

Номер: RU0000148614U1
Автор: Черниченко Владимир Викторович, Шепеленко Виталий Борисович
Принадлежит: Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Воронежский государственный технический университет"

1. Камера жидкостного ракетного двигателя, содержащая смесительную головку, внутреннюю профилированную оболочку, на внешней поверхности которой выполнены ребра тракта охлаждения, наружную профилированную оболочку, установленную на внутреннюю и скрепленную с ней по вершинам ребер тракта охлаждения, причем упомянутые оболочки и ребра образуют каналы охлаждения, при этом между ребрами тракта охлаждения выполнены полые перемычки, соединяющие вершины ребер между собой, причем наружный профиль указанных перемычек соответствует профилю тракта охлаждения, отличающаяся тем, что указанные перемычки выполнены таким образом, что соединяют между собой группы ребер и упомянутые оболочки в месте расположения перемычек, причем между упомянутыми группами ребер, с каждой их стороны, выполнен канал, ширина которого равна ширине канала охлаждения в месте расположения перемычек, при этом соседние перемычки расположены со смещением относительно друг друга на величину, равную ширине канала охлаждения в месте их расположения, при этом ширина перемычек равна ширине канала охлаждения в месте расположения перемычек. 2. Камера жидкостного ракетного двигателя по п. 1, отличающаяся тем, что указанные перемычки выполнены таким образом, что соединяют между собой группы ребер, содержащие по три ребра. РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ (19) RU (11) (51) МПК F02K 9/64 (13) 148 614 U1 (2006.01) ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ (12) ОПИСАНИЕ (21)(22) Заявка: ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К ПАТЕНТУ 2014102153/06, 23.01.2014 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 23.01.2014 (72) Автор(ы): Черниченко Владимир Викторович (RU), Шепеленко Виталий Борисович (RU) (45) Опубликовано: 10.12.2014 Бюл. № 34 1 4 8 6 1 4 R U Формула полезной модели 1. Камера жидкостного ракетного двигателя, содержащая смесительную головку, внутреннюю профилированную оболочку, на внешней поверхности которой выполнены ребра тракта охлаждения, наружную профилированную оболочку, установленную на внутреннюю и скрепленную с ней по ...

Подробнее
Номер записи: 187
10-12-2014 дата публикации

КОЛЬЦЕВАЯ КАМЕРА ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ

Номер: RU0000148623U1
Автор: Черниченко Владимир Викторович, Шепеленко Виталий Борисович
Принадлежит: Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Воронежский государственный технический университет"

1. Кольцевая камера жидкостного ракетного двигателя, содержащая сопло, регенеративно охлаждаемую камеру сгорания, состоящие из нескольких скрепленных между собой внутренних и наружных оболочек, при этом на наружной поверхности внутренних оболочек выполнены ребра, смесительную головку, расположенную осесимметрично внутри сопла, при этом камера сгорания выполнена с профилированной внутренней стенкой и расположена вдоль продольной оси камеры, а внутри камеры сгорания установлен охлаждаемый цилиндр, состоящий из нескольких коаксиально установленных оболочек, на поверхностях которых выполнены ребра тракта охлаждения, один торец которого соединен со смесительной головкой, другой - с центральной частью сопла и вместе с профилированной внутренней стенкой камеры сгорания образует кольцевое критическое сечение, причем упомянутые оболочки и ребра образуют каналы охлаждения, при этом между ребрами тракта охлаждения выполнены полые перемычки, соединяющие вершины ребер между собой, причем наружный профиль указанных перемычек соответствует профилю тракта охлаждения, отличающаяся тем, что между перемычками и ребрами выполнены кольцевые радиальные канавки, причем ширина канавки не превышает ширины канала тракта охлаждения в месте выполнения упомянутых канавок. 2. Кольцевая камера жидкостного ракетного двигателя по п.1, отличающаяся тем, что перемычки соединяют вершины всех ребер между собой с образованием единой кольцевой поверхности. 3. Кольцевая камера жидкостного ракетного двигателя по п.1, отличающаяся тем, что перемычки соединяют вершины всех ребер между собой с образованием единой кольцевой поверхности, наружный профиль которой эквидистантен внутреннему профилю наружной оболочки в месте контакта с наружной поверхностью внутренней оболочки. РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ (19) RU (11) (13) 148 623 U1 (51) МПК F02K 9/62 (2006.01) F28F 3/02 (2006.01) ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ (12) ОПИСАНИЕ (21)(22) Заявка: ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К ПАТЕНТУ 2013159104/06, 30.12.2013 (24) ...

Подробнее
Номер записи: 188
10-12-2014 дата публикации

ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА ТВЁРДОГО ТОПЛИВА

Номер: RU0000148669U1
Автор: Никитин Павел Валерьевич, Сорокин Владимир Алексеевич, Стукалин Максим Дмитриевич
Принадлежит: Открытое акционерное общество "Машиностроительное конструкторское бюро "Искра" имени Ивана Ивановича Картукова" (ОАО "МКБ "Искра")

Двигатель твёрдого топлива, содержащий первый полукорпус с дном и с коаксиально расположенной боковой стенкой, образующими полость для размещения заряда торцевого горения, второй полукорпус с дном, соединённым с газоходом и с коаксиально расположенной боковой стенкой, образующими полость для размещения заряда канально-щелевого горения, при этом торец боковой стенки первого полукорпуса жестко соединен с торцом боковой стенки второго полукорпуса, отличающийся тем, что он снабжён выполненным из композиционного пресс-материала теплозащитное кольцом, в полости первого полукорпуса установлена манжета с бортиком, направленным в сторону второго полукорпуса, в полости второго полукорпуса установлена манжета, направленная в сторону первого полукорпуса, при этом выполненное из теплозащитного композиционного пресс-материала кольцо установлено между манжетами и взаимодействует с боковыми стенками первого полукорпуса и второго полукорпуса и с бортиками манжет. РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ (19) RU (11) (51) МПК F02K 9/28 (13) 148 669 U1 (2006.01) ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ (12) ОПИСАНИЕ (21)(22) Заявка: ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К ПАТЕНТУ 2014130144/28, 22.07.2014 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 22.07.2014 (45) Опубликовано: 10.12.2014 Бюл. № 34 1 4 8 6 6 9 R U Формула полезной модели Двигатель твёрдого топлива, содержащий первый полукорпус с дном и с коаксиально расположенной боковой стенкой, образующими полость для размещения заряда торцевого горения, второй полукорпус с дном, соединённым с газоходом и с коаксиально расположенной боковой стенкой, образующими полость для размещения заряда канально-щелевого горения, при этом торец боковой стенки первого полукорпуса жестко соединен с торцом боковой стенки второго полукорпуса, отличающийся тем, что он снабжён выполненным из композиционного пресс-материала теплозащитное кольцом, в полости первого полукорпуса установлена манжета с бортиком, направленным в сторону второго полукорпуса, в полости второго ...

Подробнее
Номер записи: 189
20-12-2014 дата публикации

КАМЕРА ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ

Номер: RU0000149171U1
Автор: Черниченко Владимир Викторовия, Шепеленко Виталий Борисович
Принадлежит: Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Воронежский государственный технический университет"

1. Камера жидкостного ракетного двигателя, содержащая смесительную головку, внутреннюю профилированную оболочку, на внешней поверхности которой выполнены ребра тракта охлаждения, наружную профилированную оболочку, установленную на внутреннюю и скрепленную с ней по вершинам ребер тракта охлаждения, причем упомянутые оболочки и ребра образуют каналы охлаждения, отличающаяся тем, что между ребрами тракта охлаждения выполнены полые перемычки, соединяющие вершины ребер между собой, причем наружный профиль указанных перемычек соответствует профилю тракта охлаждения, при этом между перемычками и ребрами выполнены кольцевые радиальные канавки, причем ширина канавки не превышает ширины канала тракта охлаждения в месте выполнения упомянутых канавок. 2. Камера жидкостного ракетного двигателя по п. 1, отличающаяся тем, что перемычки соединяют вершины всех ребер между собой с образованием единой кольцевой поверхности. 3. Камера жидкостного ракетного двигателя по п. 1, отличающаяся тем, что перемычки соединяют вершины всех ребер между собой с образованием единой кольцевой поверхности, наружный профиль которой эквидистантен внутреннему профилю наружной оболочки в месте контакта с наружной поверхностью внутренней оболочки. РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ (19) RU (11) (51) МПК F02K 9/00 (13) 149 171 U1 (2006.01) ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ (12) ОПИСАНИЕ (21)(22) Заявка: ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К ПАТЕНТУ 2013159100/06, 30.12.2013 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 30.12.2013 (72) Автор(ы): Черниченко Владимир Викторовия (RU), Шепеленко Виталий Борисович (RU) (45) Опубликовано: 20.12.2014 Бюл. № 35 1 4 9 1 7 1 R U Формула полезной модели 1. Камера жидкостного ракетного двигателя, содержащая смесительную головку, внутреннюю профилированную оболочку, на внешней поверхности которой выполнены ребра тракта охлаждения, наружную профилированную оболочку, установленную на внутреннюю и скрепленную с ней по вершинам ребер тракта охлаждения, причем упомянутые оболочки и ребра ...

Подробнее
Номер записи: 190
10-01-2015 дата публикации

ПЛАЗМЕННЫЙ МИКРОДВИГАТЕЛЬ

Номер: RU0000149579U1
Автор: Горбунов Сергей Петрович, Паперный Виктор Львович, Пухилас Константин Николаевич
Принадлежит: Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Иркутский государственный университет" (ФГБОУ ВПО "ИГУ")

Плазменный микродвигатель на основе импульсного вакуумного разряда, содержащий катод, выполненный в виде капилляра, заполненного жидкометаллическим рабочим телом, кольцевой анод, инициирующий электрод, отделенный от катода изолирующей вставкой, кольцевой магнит, соосный с разрядом, помещенный в промежутке между катодом и анодом, силовые линии которого в промежутке между катодом и анодом параллельны оси разряда, а в области за анодом образуют фонтанообразную структуру, и источник питания в виде емкостного накопителя, отличающийся тем, что в двигатель дополнительно введен резервуар с жидким рабочим телом, при этом капилляр выполнен с возможностью поступления по нему рабочего тела за счет капиллярных сил из резервуара в зону разряда, а разрядный контур выполнен в виде коаксиальной конструкции с минимальными габаритами, и накопитель выбирается с минимальной собственной индуктивностью при максимальной емкости. И 1 149579 ко РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ 7 ВУ‘’’ 149 579° Ц1 ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ (12) ИЗВЕЩЕНИЯ К ПАТЕНТУ НА ПОЛЕЗНУЮ МОДЕЛЬ ММ9К Досрочное прекращение действия патента из-за неуплаты в установленный срок пошлины за поддержание патента в силе Дата прекращения действия патента: 02.08.2019 Дата внесения записи в Государственный реестр: 28.04.2020 Дата публикации и номер бюллетеня: 28.04.2020 Бюл. №13 Стр.: 1 па 619567 ЕП

Подробнее
Номер записи: 191
27-02-2015 дата публикации

ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА С ДИАФРАГМАМИ ТАНГЕНЦИАЛЬНО-ЩЕЛЕВОГО ТИПА

Номер: RU0000150828U1
Автор: Савченко Фёдор Анатольевич, Синякова Эмилия Николаевна
Принадлежит: Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "ВОЕННАЯ АКАДЕМИЯ МАТЕРИАЛЬНО-ТЕХНИЧЕСКОГО ОБЕСПЕЧЕНИЯ имени генерала армии А.В. Хрулева"

Двигательная установка реактивного снаряда, отличающаяся тем, что для крепления зарядов использованы диафрагмы тангенциально-щелевого типа, которые представляют собой цилиндрические втулки, фиксирующие шашки твердого ракетного топлива в корпусе ракетного двигателя, на которых прорезаны продольные многозаходные пазы под углами, придающими газовым потокам горящих воспламенителя и топливных шашек закручивающее движение по всему тракту двигателя. РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ (19) RU (11) (51) МПК F02K 9/08 (13) 150 828 U1 (2006.01) ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ (12) ОПИСАНИЕ (21)(22) Заявка: ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К ПАТЕНТУ 2014115361/06, 16.04.2014 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 16.04.2014 (45) Опубликовано: 27.02.2015 Бюл. № 6 R U 1 5 0 8 2 8 Формула полезной модели Двигательная установка реактивного снаряда, отличающаяся тем, что для крепления зарядов использованы диафрагмы тангенциально-щелевого типа, которые представляют собой цилиндрические втулки, фиксирующие шашки твердого ракетного топлива в корпусе ракетного двигателя, на которых прорезаны продольные многозаходные пазы под углами, придающими газовым потокам горящих воспламенителя и топливных шашек закручивающее движение по всему тракту двигателя. Стр.: 1 U 1 U 1 (54) ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА С ДИАФРАГМАМИ ТАНГЕНЦИАЛЬНО-ЩЕЛЕВОГО ТИПА 1 5 0 8 2 8 Адрес для переписки: 440005, г. Пенза-5, ВАМТО, отдел организации научной работы и редакционно-издательской деятельности, Устинов Евгений Михайлович (73) Патентообладатель(и): Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Военная академия материальнотехнического обеспечения имени генерала армии А.В. Хрулева" (RU) R U Приоритет(ы): (22) Дата подачи заявки: 16.04.2014 (72) Автор(ы): Савченко Фёдор Анатольевич (RU), Синякова Эмилия Николаевна (RU) RU 5 10 15 20 25 30 35 40 45 150 828 U1 Полезная модель относится к устройствам двигателей реактивных снарядов (PC), а именно к конструкции ...

Подробнее
Номер записи: 192
20-04-2015 дата публикации

КАМЕРА ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ

Номер: RU0000151791U1
Автор: Аксентьев Евгений Юрьевич, Иванов Николай Геннадьевич, Камель Олег Олегович, Кашапов Марат Ахмадеевич, Федоров Владимир Владимирович
Принадлежит: Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко"

1. Камера ЖРД, содержащая корпус, выполненный из силовой оболочки и внутренней огневой стенки, в которой выполнены ребра и пазы, образующие тракт регенеративного охлаждения огневой стенки, при этом на огневой стенке выполнены щель, пояс завесы, которые через кольцевую проточку и канал, выполненные в силовой оболочке, соединены с коллектором, подводящим охлаждающую жидкость в кольцевые щели, который не связан с трактом регенеративного охлаждения, отличающаяся тем, что на огневой стенке выполнены два пояса завесы с одной кольцевой щелью для каждого пояса, для этого на внешней стороне огневой стенки, расположенной справа от первой кольцевой щели, выполняют кольцевой бурт, закрывающий выход охлаждающей жидкости в эту щель, при этом на внешней стороне огневой стенки концевого участка, расположенного слева от первой кольцевой щели, выполнены ребра и проточные пазы, а в силовой оболочке выполнена кольцевая проточка, соединяющая проточные пазы с коллектором подвода охлаждающей жидкости, причем коллекторы двух поясов завесы не связаны с трактом регенеративного охлаждения. 2. Камера по п. 1, отличающаяся тем, что кольцевой бурт, расположенный на внешней стороне огневой стенки, припаян к внутренней поверхности силовой оболочки. 3. Камера по п. 1, отличающаяся тем, что ребра, расположенные на внешней стороне концевого участка огневой стенки, припаяны к внутренней поверхности силовой оболочки. 4. Камера по п. 1, отличающаяся тем, что ребра и пазы, расположенные на концевых участках огневой стенки около кольцевых щелей, выполнены спиралевидной формы. 5. Камера по п. 1, отличающаяся тем, что в качестве охлаждающей жидкости применен один из компонентов топлива, например керосин. Ц 151791 ко РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ ВО“ 151 791” 91 ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ (12) ИЗВЕЩЕНИЯ К ПАТЕНТУ НА ПОЛЕЗНУЮ МОДЕЛЬ МЕЭК Восстановление действия патента Дата, с которой действие патента восстановлено: 27.06.2022 Дата внесения записи в Государственный реестр: 27.06.2022 Дата ...

Подробнее
Номер записи: 193
10-11-2015 дата публикации

ВОДОРОДНЫЙ МИНИПАРОГЕНЕРАТОР

Номер: RU0000156407U1
Автор: Борзенко Василий Игоревич, Счастливцев Алексей Иванович
Принадлежит: Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Объединенный институт высоких температур РАН (ОИВТ РАН)

Водородный минипарогенератор, содержащий комбинированную камеру сгорания-смешения, корпус которой связан с магистралью подачи воды, электросвечу, связанную со смесительным элементом, связанным с магистралями подвода водорода, кислорода и форсунками подачи водорода и кислорода, и сужающее сопло, расположенное на выходе из камеры сгорания-смешения, отличающийся тем, что камера сгорания-смешения снабжена внутренней охлаждаемой водой стенкой, длина которой составляет 0,4...0,8 длины камеры сгорания-смешения. И 1 156407 ко РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ ВО“ 156 407” 91 ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ (12) ИЗВЕЩЕНИЯ К ПАТЕНТУ НА ПОЛЕЗНУЮ МОДЕЛЬ ММ9К Досрочное прекращение действия патента из-за неуплаты в установленный срок пошлины за поддержание патента в силе Дата прекращения действия патента: 19.03.2020 Дата внесения записи в Государственный реестр: 08.12.2020 Дата публикации и номер бюллетеня: 08.12.2020 Бюл. №34 Стр.: 1 па 0799 ЕП

Подробнее
Номер записи: 194
10-11-2015 дата публикации

ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ НА ПОДШИПНИКАХ СКОЛЬЖЕНИЯ

Номер: RU0000156576U1
Автор: Бова Юрий Тихонович, Брюнеткин Станислав Кузьмич, Валюхов Сергей Георгиевич, Веселов Валерий Николаевич
Принадлежит: Открытое акционерное общество "Турбонасос"

1. Турбонасосный агрегат на подшипниках скольжения, включающий газовую турбину и центробежный насос, кинематически связанные между собой установленным на опорах общим валом, снабженным автоматом осевой разгрузки и содержащим со стороны корпуса турбины торцевое уплотнение с камерой смазывающе-охлаждающей жидкости, сообщенной по валу с полостью низкого давления шнекоцентробежного насоса, отличающийся тем, что опоры вала выполнены в виде радиальных подшипников скольжения, а камера торцевого уплотнения соединена с полостью высокого давления насоса и сообщена с полостью низкого давления насоса через подшипниковые опоры, выполненные с возможностью протекания через них части перекачиваемой насосом жидкости, при этом вал установлен с возможностью осевого перемещения относительно опор и снабжен ограничителем перемещения в виде упорного подшипника скольжения, а автомат осевой разгрузки и упорный подшипник скольжения установлены вблизи рабочего колеса центробежного насоса. 2. Турбонасосный агрегат по п. 1, отличающийся тем, что камера торцевого уплотнения соединена с полостью высокого давления насоса внешней магистралью, снабженной устройством очистки жидкости от механических примесей, например гидроциклонным фильтром. 3. Турбонасосный агрегат по п. 1, отличающийся тем, что взаимодействующая с корпусом подшипниковых опор часть корпуса турбины соединена с горячей частью корпуса турбины через тонкостенную перемычку. 4. Турбонасосный агрегат по п. 1, отличающийся тем, что магистраль снабжена устройством регулирования расхода жидкости, например дросселем. РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ (19) RU (11) (13) 156 576 U1 (51) МПК F04D 13/04 (2006.01) F04D 29/06 (2006.01) F01D 15/08 (2006.01) F02K 9/48 (2006.01) ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ (12) ОПИСАНИЕ (21)(22) Заявка: ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К ПАТЕНТУ 2014140659/06, 07.10.2014 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 07.10.2014 (73) Патентообладатель(и): Открытое акционерное общество "Турбонасос" (RU) (45) Опубликовано: ...

Подробнее
Номер записи: 195
20-11-2015 дата публикации

КОРПУС РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА

Номер: RU0000156751U1
Автор: Бондаренко Сергей Александрович, Лузенин Антон Юрьевич, Трескин Олег Юрьевич, Шайдурова Галина Ивановна
Принадлежит: Публичное акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра"

1. Корпус ракетного двигателя твердого топлива, содержащий силовую оболочку из композиционного материала и наружное теплозащитное покрытие, отличающийся тем, что наружное теплозащитное покрытие выполнено в виде пропитанного связующим цельнотканого чехла на основе кремнеземной нити, при этом цельнотканый чехол заполимеризован совместно с предварительно отвержденной силовой оболочкой корпуса. 2. Корпус ракетного двигателя твердого топлива по п. 1, отличающийся тем, что цельнотканый чехол пропитан полиимидным связующим. 3. Корпус ракетного двигателя твердого топлива по п. 2, отличающийся тем, что цельнотканый чехол заполимеризован при температуре 160-170°С. РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ (19) RU (11) (51) МПК F02K 9/34 (13) 156 751 U1 (2006.01) ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ (12) ОПИСАНИЕ (21)(22) Заявка: ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К ПАТЕНТУ 2015108436/05, 11.03.2015 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 11.03.2015 (73) Патентообладатель(и): Публичное акционерное общество Научнопроизводственное объединение "Искра" (RU) (45) Опубликовано: 20.11.2015 Бюл. № 32 1 5 6 7 5 1 R U Формула полезной модели 1. Корпус ракетного двигателя твердого топлива, содержащий силовую оболочку из композиционного материала и наружное теплозащитное покрытие, отличающийся тем, что наружное теплозащитное покрытие выполнено в виде пропитанного связующим цельнотканого чехла на основе кремнеземной нити, при этом цельнотканый чехол заполимеризован совместно с предварительно отвержденной силовой оболочкой корпуса. 2. Корпус ракетного двигателя твердого топлива по п. 1, отличающийся тем, что цельнотканый чехол пропитан полиимидным связующим. 3. Корпус ракетного двигателя твердого топлива по п. 2, отличающийся тем, что цельнотканый чехол заполимеризован при температуре 160-170°С. Стр.: 1 U 1 U 1 (54) КОРПУС РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА 1 5 6 7 5 1 Адрес для переписки: 614038, г. Пермь, ул. Академика Веденеева, 28, ПАО НПО "Искра", отдел патентоведения R U Приоритет(ы): (22) Дата ...

Подробнее
Номер записи: 196
10-02-2016 дата публикации

РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА

Номер: RU0000159486U1
Автор: Ниязов Владимир Яковлевич, Новиков Валерий Вячеславович
Принадлежит: Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации

1. Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус с передним дном и многосопловым блоком, воспламенитель с электрозапалом на переднем дне корпуса и пороховой заряд в виде цилиндрического тела с центральным отверстием, отличающийся тем, что вкладной пороховой заряд установлен в корпусе с равномерным зазором между корпусом и пороховым зарядом и зафиксирован проставками из медленно горящих материалов, размещенными между наружной поверхностью порохового заряда и внутренней поверхностью корпуса двигателя, ширина и высота проставок выбирается в соответствии с заданной начальной поверхностью горения порохового заряда. 2. Ракетный двигатель твердого топлива по п. 1, отличающийся тем, что проставки выполняются из твердого ракетного топлива. РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ (19) RU (11) (13) 159 486 U1 (51) МПК F02K 9/36 (2006.01) F02K 9/30 (2006.01) ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ (12) ОПИСАНИЕ (21)(22) Заявка: ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К ПАТЕНТУ 2015142428/06, 07.10.2015 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 07.10.2015 (72) Автор(ы): Ниязов Владимир Яковлевич (RU), Новиков Валерий Вячеславович (RU) (45) Опубликовано: 10.02.2016 Бюл. № 4 1 5 9 4 8 6 R U Формула полезной модели 1. Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус с передним дном и многосопловым блоком, воспламенитель с электрозапалом на переднем дне корпуса и пороховой заряд в виде цилиндрического тела с центральным отверстием, отличающийся тем, что вкладной пороховой заряд установлен в корпусе с равномерным зазором между корпусом и пороховым зарядом и зафиксирован проставками из медленно горящих материалов, размещенными между наружной поверхностью порохового заряда и внутренней поверхностью корпуса двигателя, ширина и высота проставок выбирается в соответствии с заданной начальной поверхностью горения порохового заряда. 2. Ракетный двигатель твердого топлива по п. 1, отличающийся тем, что проставки выполняются из твердого ракетного топлива. Стр.: 1 U 1 U 1 (54) РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ...

Подробнее
Номер записи: 197
10-04-2016 дата публикации

КОРПУС ТУРБИНЫ ТУРБОНАСОСНОГО АГРЕГАТА ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ

Номер: RU0000160797U1
Автор: Атланова Аза Федоровна, Ившин Николай Александрович, Хапланов Константин Павлович
Принадлежит: Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко"

1. Корпус турбины турбонасосного агрегата ЖРД, состоящий из статора и коллектора, которые жестко скреплены между собой, при этом статор содержит корпус и сопловой аппарат с направляющими лопатками, а коллектор содержит корпус, выполненный в виде изогнутого патрубка, изготовленного из двух одинаковых штампованных половин, сваренных между собой, причем на внутренних поверхностях корпусов статора и коллектора - проточная часть турбины - нанесен слой металлокерамического покрытия, отличающийся тем, что корпус статора и корпус коллектора выполнены цельнометаллическими из жаропрочного никелевого сплава ХН58МБЮД, а толщина слоя металлокерамического покрытия на внутренних поверхностях корпусов статора и коллектора составляет от 50 мкм до 300 мкм. 2. Корпус турбины по п. 1, отличающийся тем, что корпус статора выполнен в виде полусферы 3. Корпус турбины по п. 1, отличающийся тем, что угол α изгиба патрубка корпуса коллектора по отношению к оси турбины составляет 90°. 4. Корпус турбины по п. 1, отличающийся тем, что внутренняя часть корпуса коллектора имеет большую толщину, чем внешняя часть. 5. Корпус турбины по п. 1, отличающийся тем, что металлокерамическое покрытие содержит компоненты в следующем соотношении, масс % Ni 36-58, оксид бария 16-19, оксид бора 7-13, оксид алюминия 6-9, оксид церия 14-19, оксид циркония 1-2. 6. Корпус турбины по п. 1, отличающийся тем, что корпуса статора и коллектора соединены между собой с помощью фланцевого соединения. Ц 160797 ко РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ 7 ВУ‘’” 160 797? 1 ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ (12) ИЗВЕЩЕНИЯ К ПАТЕНТУ НА ПОЛЕЗНУЮ МОДЕЛЬ МЕЭК Восстановление действия патента Дата, с которой действие патента восстановлено: 15.11.2021 Дата внесения записи в Государственный реестр: 15.11.2021 Дата публикации и номер бюллетеня: 15.11.2021 Бюл. №32 Стр.: 1 па 61091 ЕП

Подробнее
Номер записи: 198