×
10.05.2018
218.016.4fb1

Результат интеллектуальной деятельности: Авиационная силовая установка

Вид РИД

Изобретение

Аннотация: Авиационная силовая установка содержит турбокомпрессорный блок, батарею твердооксидных топливных элементов с выходами для анодного и катодного газов, отдельно расположенный тяговый вентилятор, топливный насос. Турбокомпрессорный блок включает контур низкого давления и контур высокого давления с камерой сгорания, регулятор расхода топлива выполнен с двумя выходами, один из которых связан с камерой сгорания. Выходы для анодного и катодного газов батареи твердооксидных топливных элементов соединены газоводами с входом камеры сгорания. Тяговый вентилятор снабжен электродвигателем, электрически связанным с батареей твердооксидных топливных элементов. Авиационная силовая установка снабжена риформером, связанным с батареей твердооксидных топливных элементов с образованием электрохимического генератора. Контур высокого давления содержит заслонку и дополнительный контур, образованный внутренним вентилятором и электрохимическим генератором. Камера сгорания выполнена в виде низкоэмиссионной камеры сгорания со стабилизатором пламени, подключенным к выходному газоводу анодного газа электрохимического генератора, второй выход регулятора расхода топлива связан с входом риформера электрохимического генератора. Изобретение обеспечивает улучшение экологических показателей авиационной силовой установки на взлетном режиме и повышение ее экономичности на крейсерском режиме. 4 ил.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к авиационным установкам с гибридными турбореактивными двухконтурными двигателями (ТРДД), которые в дополнение к обычной камере сгорания имеют батарею твердооксидных топливных элементов (ТОТЭ).

Известен гибридный турбореактивный авиационный двигатель с расположенным вне камеры сгорания электрохимическим генератором на топливных элементах (RU 2511829, 2014). Гибридный турбореактивный авиационный двигатель содержит в своем составе турбокомпрессорный блок, топливную батарею, расположенную перед камерой сгорания. Камера сгорания связана с последовательно расположенными турбинами высокого и низкого давления. Турбина высокого давления приводит в движение компрессор высокого давления, подающий воздух в камеру сгорания и топливную батарею, а турбина низкого давления приводит в движение вентилятор, расположенный в контуре низкого давления. Помимо турбины низкого давления вентилятор контура низкого давления приводит в движение электродвигатель, питающийся постоянным электрическим током от топливной батареи. Однако предлагаемая в аналоге последовательность выбора режимов работы двигателя не обеспечивает достижение минимального удельного расхода топлива при поддержании массы конструкции двигателя на минимальном уровне.

Известна авиационная силовая установка на базе топливных элементов (RU 2492116, 2013), содержащая воздушный винт, электродвигатель, батарею ТОТЭ, компрессор и газовую турбину, установленные на одном валу, камеру дожигания, теплообменник, смеситель и выхлопное сопло. Батарея ТОТЭ имеет вход для подачи водорода, вход для подачи воздуха, а также выходы анодного и катодного газов. В качестве топлива используется водород. Теплообменник и газовая турбина снабжены системами перепуска газов для регулирования температуры воздуха, поступающего в топливную батарею, и мощности газовой турбины. Техническое решение повышает эффективность работы авиационной силовой установки на базе топливных элементов путем поддержания рабочей температуры в батарее ТОТЭ на неизменном уровне.

Недостатком данного технического решения является наличие теплообменника, расположенного перед входом в турбину, вследствие чего происходит потеря полезной энергии, что негативно сказывается на характеристиках авиационной силовой установки и ее надежности. Другим недостатком является применение водорода в качестве топлива, что ограничивает возможности авиационной силовой установки.

Наиболее близким техническим решением является гибридный ТРДД, содержащий в своем составе турбокомпрессорный блок, топливную батарею ТОТЭ и отдельно расположенный (вынесенный) тяговый вентилятор, приводимый в движение электродвигателем, который питается постоянным электрическим током от топливной батареи ТОТЭ (статья «Alternative View // Could liquified natural-gas fuel and hybrid-electric propulsion be the future of aviation?», журнал «Aviation Week & Space Technology)), June 4/11, 2012, p. 59-63). Гибридный ТРДД содержит камеру сгорания и регулятор расхода топлива, который соединен с камерой сгорания и батареей ТОТЭ. Недостатком данного технического решения является высокий уровень эмиссии вредных веществ на режиме взлета.

Техническая проблема заключается в высоком уровне эмиссии вредных веществ на режиме взлета авиационных силовых установок.

Технический результат заключается в улучшении экологических показателей авиационной силовой установки на взлетном режиме и повышении ее экономичности на крейсерском режиме.

Заявленный технический результат достигается тем, что авиационная силовая установка содержит турбокомпрессорный блок, батарею твердооксидных топливных элементов с выходами для анодного и катодного газов, отдельно расположенный тяговый вентилятор, топливный насос, соединенный с регулятором расхода топлива. Турбокомпрессорный блок включает контур низкого давления и контур высокого давления с камерой сгорания. Регулятор расхода топлива выполнен с двумя выходами, один из которых связан с камерой сгорания. Выходы для анодного и катодного газов батареи твердооксидных топливных элементов соединены газоводами с входом камеры сгорания. Тяговый вентилятор снабжен электродвигателем, электрически связанным с батареей твердооксидных топливных элементов.

В отличие от известного технического решения авиационная силовая установка снабжена риформером, связанным с батареей твердооксидных топливных элементов с образованием электрохимического генератора. Контур высокого давления содержит заслонку и дополнительный контур, образованный внутренним вентилятором и электрохимическим генератором. Вход риформера электрохимического генератора соединен воздуховодом с выходом внутреннего вентилятора. Выход для катодного газа дополнительно соединен газоводом с входом внутреннего вентилятора. Камера сгорания выполнена в виде низкоэмиссионной камеры сгорания со стабилизатором пламени, подключенным к выходному газоводу анодного газа электрохимического генератора. Второй выход регулятора расхода топлива связан с входом риформера электрохимического генератора. Заслонка выполнена с возможностью изменения расхода воздуха через низкоэмиссионную камеру сгорания.

В предлагаемой авиационной силовой установке электрохимический генератор (ЭХГ), образованный риформером и батареей ТОТЭ, на режиме взлета и на крейсерском режиме работает на одной и той же мощности. Недостаток тяги на взлете компенсируется за счет максимального увеличения мощности контура высокого давления турбокомпрессорного блока. Для этого в низкоэмиссионную камеру сгорания (НКС) турбокомпрессорного блока подаются дополнительное топливо и дополнительный воздух от компрессора высокого давления через заслонку и в обход ЭХГ. При взлете самолета НКС работает в режиме подавления эмиссии вредных веществ, получая дополнительное топливо, независимо от батареи ТОТЭ. Расходы воздуха и топлива, поступающие в НКС, определяются системой управления двигателя в зависимости от режима работы. При работе на взлетном режиме в НКС поступают максимальные расходы воздуха и топлива. На взлете НКС развивает максимальную тепловую мощность и при этом работает в режиме максимального подавления образования вредных веществ, образующихся при горении. Таким образом, на взлете в выхлопной струе авиационной силовой установки достигается остаточная концентрация NOx и СО менее 10 ppm.

Повышение экономичности работы авиационной силовой установки достигается на определенном (крейсерском) режиме ее работы за счет того, что все топливо через регулятор расхода топлива и весь воздух из контура высокого давления полностью подаются в электрохимический генератор. При этом заслонка контура высокого давления полностью перекрывает расход воздуха в НКС, где дожигаются только неиспользованные остатки топлива (анодные и катодные газы).

Настоящее изобретение поясняется подробным описанием конструкции авиационной силовой установки и ее работы со ссылкой на фиг. 1-4, где:

на фиг. 1 изображена схема авиационной силовой установки с ЭХГ и отдельно расположенным тяговым вентилятором;

на фиг. 2 - схема течения рабочих сред в авиационной силовой установке, где весь воздух и все топливо полностью подаются в ЭХГ;

на фиг. 3 - схема течения рабочих сред в авиационной силовой установке, где часть воздуха и топлива подаются в обход ЭХГ;

на фиг. 4 - схема течения рабочих сред в авиационной силовой установке, где часть воздуха подается в обход ЭХГ, а все топливо подается в ЭХГ.

Авиационная силовая установка содержит турбокомпрессорный блок 1 (фиг. 1), батарею 2 ТОТЭ с выходами для анодного и катодного газов, отдельно расположенный тяговый вентилятор 3, топливный насос 4, соединенный с регулятором 5 расхода топлива. Турбокомпрессорный блок 1 включает контур низкого давления и контур высокого давления с НКС 6. Контур низкого давления включает компрессор 7 низкого давления и турбину 8 низкого давления, установленные на одном валу. Контур высокого давления включает компрессор 9 высокого давления и турбину 10 высокого давления, установленные на одном валу. Регулятор 5 расхода топлива выполнен с двумя выходами, один из которых связан с НКС 6. Выходы для анодного и катодного газов батареи 2 ТОТЭ соединены газоводами 11 и 12 с входом НКС 6. Тяговый вентилятор 3 снабжен электродвигателем 13, электрически связанным с батареей 2 ТОТЭ.

Авиационная силовая установка снабжена риформером 14, связанным с батареей 2 ТОТЭ с образованием ЭХГ. Контур высокого давления содержит заслонку 15 и дополнительный контур, образованный внутренним вентилятором 16 и ЭХГ. Внутренний вентилятор 16 содержит отдельную турбину 17. Вход риформера 14 ЭХГ соединен воздуховодом с выходом внутреннего вентилятора 16. Выход для катодного газа дополнительно соединен газоводом 18 с входом внутреннего вентилятора 16. НКС 6 содержит стабилизатор 19 пламени, подключенный к выходному газоводу 11 анодного газа ЭХГ. Второй выход регулятора 5 расхода топлива связан с входом риформера 14 ЭХГ. Заслонка 15 выполнена с возможностью изменения расхода воздуха через НКС 6.

Турбокомпрессорный блок 1 выполнен в виде гибридного ТРДД. ЭХГ содержит риформер 14 для получения синтез-газа, питающего топливные элементы батареи 2 ТОТЭ. Отдельно расположенный (вынесенный) тяговый вентилятор 3 приводится в движение электродвигателем 13. Электродвигатель 13 размещается в обтекателе 20, установленном в тяговом вентиляторе 3, и питается постоянным током от батареи 2 ТОТЭ. ЭХГ расположен рядом с турбокомпрессорным блоком 1 и имеет вход для подачи топлива (синтез-газ), соединенный с выходом регулятора 5 расхода топлива, вход для подачи воздуха, а также отдельные выходы для анодного и катодного газов. Батарея 2 ТОТЭ генерирует постоянный электрический ток благодаря электрохимическим реакциям, происходящим в ней, с непосредственным превращением химической энергии топлива в электрическую. Исходное углеводородное топливо перед подачей в батарею 2 ТОТЭ преобразуется в риформере 14 в синтез-газ, представляющий собой смесь окиси углерода и водорода. Генерация синтез-газа производится методом селективного окисления с использованием только атмосферного воздуха, без применения посторонних реагентов.

Атмосферный воздух подается в батарею 2 ТОТЭ с помощью внутреннего вентилятора 16. Батарея 2 ТОТЭ, риформер 14 жидкого топлива и внутренний вентилятор 16 образуют дополнительный контур, по которому циркулирует атмосферный воздух. Часть воздуха из дополнительного контура отбирается в НКС 6, а недостающий воздух поступает в контур из компрессора 9 высокого давления.

Внутренний вентилятор 16 приводится в движение отдельной турбиной 17 через свой вал. В турбокомпрессорном блоке 1 используется НКС 6 с факельной стабилизацией горения, которая для своей работы получает воздух и топливо независимо от батареи 2 ТОТЭ. Для создания факела, стабилизирующего горение в НКС 6, используются остатки синтез-газа, поступающие из батареи 2 ТОТЭ по газоводу 11 анодного газа.

При взлете самолета НКС 6 работает в режиме подавления эмиссии вредных веществ, получая дополнительное топливо, независимо от батареи 2 ТОТЭ. Часть воздуха в НКС 6 подается в обход дополнительного контура через заслонку 15. Расходы воздуха и топлива, поступающие в НКС 6, определяются системой управления двигателя в зависимости от режима работы. При работе на взлетном режиме в НКС 6 поступают максимальные расходы воздуха и топлива. При работе на крейсерском режиме воздух и топливо в НКС 6 не подаются, а НКС 6 работает в режиме диффузионного горения на остатках синтез-газа и воздуха, поступающих из топливной батареи.

Авиационная силовая установка, схема которой представлена на фиг. 1, может создавать одну и ту же тягу, работая при различных вариантах организации рабочего процесса.

Наиболее очевидный вариант заключается в том, что все топливо и весь воздух из компрессора 9 высокого давления полностью подаются в ЭХГ (фиг. 2). При этом в НКС 6 дожигаются только неиспользованные остатки топлива.

Другой возможный вариант - когда часть воздуха и топлива подаются в обход ЭХГ, с тем чтобы увеличить температуру и расход газов, поступающих на газовую турбину 10 высокого давления (фиг. 3). Возможен и третий вариант (фиг. 4), когда часть воздуха подается в обход ЭХГ, а все топливо подается только в ЭХГ.

Турбокомпрессорный блок 1 выполнен в виде гибридного ТРДД. Удельный расход топлива в гибридном ТРДД будет минимальным, если он работает по первому варианту (фиг. 2). При этом от ТРДД требуется максимальная степень двухконтурности. Но при работе по этому варианту увеличение мощности ТРДД однозначно требует увеличения массы конструкции ЭХГ.

Работа ТРДД в варианте, представленном на фиг. 3, приводит к снижению его экономичности по сравнению с первым вариантом, но при этом становится возможным увеличение мощности газотурбинной части и, следовательно, общей мощности двигателя без увеличения массы ЭХГ. Этот вариант работы ТРДД требует минимальной степени двухконтурности. При третьем варианте работы ТРДД (фиг. 4) возможно уменьшение температуры газов, поступающих на турбину 10 высокого давления, что приводит к снижению мощности двигателя и уменьшению силы тяги. В гибридном ТРДД оказывается возможным существенное уменьшение мощности двигателя без снижения его экономичности.

Особенность авиационного двигателя для перспективного самолета, имеющего высокое аэродинамическое качество, заключается в необходимости большой глубины регулирования двигателя по величине силы тяги. Так, если принять тягу двигателя на взлете за 100%, то для полета самолета на крейсерском режиме необходима сила тяги, составляющая 15-25% от силы тяги на взлете. Для снижения и посадки самолета необходимая величина силы тяги составляет менее 10% от ее взлетной величины.

Поэтому для достижения достаточной глубины регулирования гибридный ТРДД должен допускать реализацию всех трех режимов работы двигателя, представленных на фиг. 2-4. Для этого конструкция двигателя обеспечивает переменную степень двухконтурности. В представленном гибридном ТРДД (фиг. 1) это достигается за счет регулирования площади сопла 21 тягового вентилятора 3, которое работает в потоке холодного воздуха, и изменения степени сжатия в компрессоре 7 низкого давления турбокомпрессорного блока 1.

ТРДД обеспечивает взлет самолета, работая по второй схеме (фиг. 3). При этом ЭХГ работает на номинальной мощности, а створки сопла 21 тягового вентилятора 3 находятся в прикрытом положении, чтобы мощность, потребляемая тяговым вентилятором 3 на взлете, была равна номинальной мощности ЭХГ. Степень двухконтурности ТРДД на этом режиме минимальна, т.к. створки сопла 21 тягового вентилятора 3 прикрыты.

Если бы на взлетном режиме ТРДД функционировал по первой схеме (фиг. 2), то при работе на крейсерском режиме, когда требуется пониженная тяга двигателя, ЭХГ и электродвигатель 13 вынуждены были бы работать в режиме неполной мощности, что привело бы к неизбежному возрастанию общей массы двигателя, т.к. ЭХГ и электродвигатель 13 являются наиболее массивными элементами конструкции.

Поскольку значительная часть общей мощности ТРДД на взлете вырабатывается батареей 2 ТОТЭ, работающей бесшумно, то общий уровень шума, создаваемого двигателем на взлете, будет существенно меньшим, чем у традиционного ТРДД с такой же силой тяги.

При увеличении скорости высоты полета самолета, из-за снижения плотности атмосферного воздуха уменьшается расход воздуха и соответственно расход топлива, подаваемого в НКС 6, и в ЭХГ. Мощность ЭХГ понижается и поэтому тяговый вентилятор 3 продолжает работать в режиме пониженной мощности с прикрытыми створками сопла 21. При приближении самолета к крейсерскому режиму полета происходит перестройка работы ТРДД. Заслонка 15 полностью перекрывает подачу воздуха в НКС 6 в обход ЭХГ. Воздух подается только в дополнительный контур, питающий батарею 2 ТОТЭ. Подача топлива на этом режиме производится только в ЭХГ. Мощность ЭХГ возрастает и тяга, создаваемая тяговым вентилятором 3, возрастает тоже. Створки сопла 21 тягового вентилятора 3 раскрываются максимально, а двигатель переходит в режим работы, представленный на фиг. 2. При этом достигается максимальная степень двухконтурности двигателя. НКС 6 на данном режиме работает как обычная диффузионная камера сгорания, в которой догорают остатки неиспользованного в топливной батарее синтез-газа при контакте с воздухом, поступающим из батареи 2 ТОТЭ по газоводу 18 катодного газа.

В отличие от прототипа, в авиационной силовой установке предлагаемой схемы для снижения эмиссии вредных веществ на взлете используется низкоэмиссионная камера сгорания, совмещенная с топливной батареей. Остатки синтез-газа, неиспользованные в топливной батарее, используются в низкоэмиссионной камере сгорания для создания стабилизирующего факела горения. При этом на взлете достигается режим подавления образования вредных примесей и достигается минимальный уровень выброса вредных веществ, образующихся при горении. Это особенно важно при эксплуатации самолетов гражданской авиации, вынужденных взлетать с аэродромов, расположенных в густонаселенной местности.

Предлагаемая последовательность выбора режимов работы обеспечивает достижение минимального удельного расхода топлива при поддержании массы конструкции двигателя на минимальном уровне.

В настоящем техническом решении достигается значительно большая глубина регулирования, чем в обычном ТРДД с камерой сгорания традиционного типа. А поскольку работа топливной батареи, несмотря на уменьшение мощности, происходит с постоянным КПД электрической цепи, то удельный расход топлива в ней не увеличивается в отличие от обычных ТРДД на режимах пониженной мощности.

Изобретение обеспечивает:

- снижение эмиссии вредных веществ;

- повышение экономичности работы авиационной силовой установки;

- обеспечение возможности регулирования мощности авиационной силовой установки от максимума до уровня предельно низкой мощности во всем полетном диапазоне высот и чисел Маха;

- обеспечение плавного регулирования двигателя в процессе всего полета, включая режимы набора высоты, крейсерского полета, снижения и посадки.

Изобретение также может быть использовано в области наземной энергетики, морского и железнодорожного транспорта, предназначено для повышения топливной эффективности грузовых и пассажирских перевозок, улучшения экологических характеристик транспорта.

Авиационная силовая установка, содержащая турбокомпрессорный блок, батарею твердооксидных топливных элементов с выходами для анодного и катодного газов, отдельно расположенный тяговый вентилятор, топливный насос, соединенный с регулятором расхода топлива, причем турбокомпрессорный блок включает контур низкого давления и контур высокого давления с камерой сгорания, регулятор расхода топлива выполнен с двумя выходами, один из которых связан с камерой сгорания, выходы для анодного и катодного газов батареи твердооксидных топливных элементов соединены газоводами с входом камеры сгорания, тяговый вентилятор снабжен электродвигателем, электрически связанным с батареей твердооксидных топливных элементов, отличающаяся тем, что авиационная силовая установка снабжена риформером, связанным с батареей твердооксидных топливных элементов с образованием электрохимического генератора, контур высокого давления содержит заслонку и дополнительный контур, образованный внутренним вентилятором и электрохимическим генератором, вход риформера электрохимического генератора соединен воздуховодом с выходом внутреннего вентилятора, выход для катодного газа дополнительно соединен газоводом с входом внутреннего вентилятора, камера сгорания выполнена в виде низкоэмиссионной камеры сгорания со стабилизатором пламени, подключенным к выходному газоводу анодного газа электрохимического генератора, второй выход регулятора расхода топлива связан с входом риформера электрохимического генератора, а заслонка выполнена с возможностью изменения расхода воздуха через низкоэмиссионную камеру сгорания.
Авиационная силовая установка
Авиационная силовая установка
Источник поступления информации: Роспатент

Показаны записи 71-80 из 204.
19.01.2018
№218.016.017c

Трансмиссионная смазочная композиция

Изобретение относится к области смазочных композиций для трансмиссий летательных аппаратов, в частности для смазки трансмиссий винтов вертолетов. Трансмиссионная смазочная композиция содержит базовый состав на основе полиальфаолефинового масла, включающий сложный эфир двухосновной кислоты,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002629949
Дата охранного документа: 05.09.2017
20.01.2018
№218.016.115a

Газогенератор твердого топлива

Изобретение относится к отраслям промышленности, где требуется создание потока с регулируемым массовым расходом газообразного низкотемпературного рабочего тела. Газогенератор содержит центральный полый цилиндр, закрытый с одного торца и открытый в виде суживающегося сопла с другого торца,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002633976
Дата охранного документа: 20.10.2017
13.02.2018
№218.016.1fef

Зубчатое колесо

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано в высоконагруженных зубчатых передачах, в частности в передачах центрального и углового приводов авиационных двигателей. Зубчатое колесо содержит обод с коническим зубчатым венцом и кольцевым пазом прямоугольного сечения,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002641351
Дата охранного документа: 17.01.2018
13.02.2018
№218.016.22c6

Способ сравнительной оценки эффективности присадок - промоторов горения топлива в камере сгорания воздушно-реактивного двигателя

Изобретение относится к жидким углеродсодержащим топливам, содержащим присадки, применительно к оценке эффективности присадок - промоторов горения топлива в камере сгорания воздушно-реактивного двигателя. Способ заключается в том, что на первом этапе в испарительную камеру сгорания подают...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002642236
Дата охранного документа: 24.01.2018
13.02.2018
№218.016.230c

Устройство уравновешивания осевого давления ротора турбомашины

Устройство уравновешивания осевого давления ротора турбомашины содержит полый корпус и установленный в корпусе дисковый поршень с центральным валом и разделением корпуса на две полости с каналами подвода и отвода сжатого воздуха в каждую полость. Один конец вала снабжен центральным резьбовым...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002641994
Дата охранного документа: 23.01.2018
17.02.2018
№218.016.2bc2

Демпфирующий элемент

Изобретение относится к области машиностроения. Демпфирующий элемент для конического зубчатого колеса выполнен в виде металлического кольца, установленного с возможностью взаимодействия с внутренней опорной поверхностью. Металлическое кольцо выполнено с прямоугольным поперечным сечением и...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002643309
Дата охранного документа: 31.01.2018
17.02.2018
№218.016.2e1e

Дроссельное устройство

Изобретение относится к арматуростроению и предназначено для регулирования расходов высокотемпературных газов в испытательных стендах авиадвигателей, а также других отраслях промышленности. Корпус устройства выполнен разъемным, состоящим из двух частей - передней и задней, содержащих...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002643876
Дата охранного документа: 06.02.2018
17.02.2018
№218.016.2e24

Устройство для определения адгезионной прочности многослойного керамического теплозащитного покрытия

Изобретение относится к области технической физики и может быть использовано для определения адгезионной прочности многослойного керамического теплозащитного покрытия (ТЗП), применяемого для защиты деталей машин от высоких температур, преимущественно в авиационной технике. Устройство содержит...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002643682
Дата охранного документа: 05.02.2018
04.04.2018
№218.016.2f76

Авиационная силовая установка

Авиационная силовая установка содержит турбореактивный двухконтурный двигатель с внешним и внутренним контурами и по меньшей мере один выносной вентиляторный модуль. Выносной вентиляторный модуль имеет корпус с установленными в нем тяговым вентилятором, приводом вентилятора, размещенными на...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002644721
Дата охранного документа: 13.02.2018
10.05.2018
№218.016.3896

Нанокомпозитное твердое горючее для прямоточного воздушно-реактивного двигателя

Изобретение относится к созданию нанокомпозитного твердого горючего для прямоточного воздушно-реактивного двигателя, которое может применяться в различных ракетных системах, например, противоракетной, противовоздушной обороны, ракетных систем залпового огня и другого назначения. Твердое горючее...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002646933
Дата охранного документа: 12.03.2018
Показаны записи 21-29 из 29.
10.04.2019
№219.017.0486

Присадка для повышения термоокислительной стабильности углеводородного реактивного топлива и реактивное топливо

Изобретение относится к области нефтепереработки и нефтехимии. Присадка для повышения термоокислительной стабильности углеводородного реактивного топлива на основе прямогонного керосинового дистиллята содержит 2,2-метилен-бис(4-метил-6-трет-бутилфенол), масляный раствор алкенилсукцинимида и...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002372382
Дата охранного документа: 10.11.2009
09.05.2019
№219.017.509c

Камера сгорания непрерывного действия

Камера сгорания непрерывного действия содержит жаровую трубу кольцевой формы и ограничивающий ее перфорированный наружный экран, размещенные соосно в кольцевом корпусе. Экран выполнен с кольцевыми передней, наружной и внутренней стенками, образующими кольцевую полость. Перфорация экрана...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002461780
Дата охранного документа: 20.09.2012
06.06.2019
№219.017.741d

Парогенерирующая установка

Изобретение относится к газотурбинным установкам с использованием продуктов сгорания в качестве рабочего тела, а именно к парогенерирующим установкам, и может быть использовано в энергетике. Сущность изобретения состоит в том, что парогенерирующая установка содержит агрегат наддува,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002690604
Дата охранного документа: 04.06.2019
19.06.2019
№219.017.8862

Интегральный ракетно-прямоточный двигатель (ирпдт)

Изобретение относится к машиностроению, а именно к интегральным ракетно-прямоточным двигателям. Интегральный ракетно-прямоточный двигатель содержит газогенератор с твердотопливным зарядом, камеру сгорания, снабженную, по меньшей мере, одним патрубком, несбрасываемую крышку, размещенную на...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002325544
Дата охранного документа: 27.05.2008
19.06.2019
№219.017.8ad1

Вспомогательная силовая установка для самолета

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к вспомогательной силовой установке для самолета. Вспомогательная силовая установка для самолета содержит реактор-конвертор, батарею топливных элементов, блоки хранения и подачи топлива, соединенные с реактором-конвертором, дожигатель,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002434790
Дата охранного документа: 27.11.2011
29.06.2019
№219.017.9fcd

Камера сгорания непрерывного действия

Камера сгорания непрерывного действия содержит цилиндрический корпус с коническим диффузором на входе, установленное на стенке камеры устройство зажигания топливовоздушной смеси и пристыкованную соосно к диффузору на входе горелку. Горелка включает системы подачи жидкого и газообразного топлив,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002456510
Дата охранного документа: 20.07.2012
10.07.2019
№219.017.aa7d

Моторно-редукторное масло для авиационной техники

Изобретение относится к области нефтехимии и авиационной технике, конкретно к моторно-редукторному маслу, предназначенному для работы в теплонапряженных газотурбинных (турбовинтовых) двигателях и высоконагруженных редукторах самолетов и вертолетов. Сущность: масло в качестве базового масла...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002283341
Дата охранного документа: 10.09.2006
15.11.2019
№219.017.e2e9

Универсальная уборочная машина

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано для очистки взлетно-посадочных полос, автомагистралей и любых искусственных и естественных покрытий от льда, снега, щебня, гравия и другого смета. Универсальная уборочная машина содержит установленные на шасси генератор газового...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002706199
Дата охранного документа: 14.11.2019
06.12.2019
№219.017.ea0d

Установка и способ исследования кинетики химических реакций и определения теплофизических свойств различных соединений газометрическим методом

Изобретение предназначено для исследования кинетики химических реакций, проходящих с изменением количества газообразных соединений, а также определения температурных зависимостей упругостей паров от температуры, энтальпий и энтропий испарения, температур и критических температур исследуемых...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002707986
Дата охранного документа: 03.12.2019
+ добавить свой РИД