20.06.2018
218.016.6504

Установка для газодинамических испытаний

Вид РИД

Изобретение

Юридическая информация Свернуть Развернуть
Краткое описание РИД Свернуть Развернуть
Аннотация: Изобретение относится к области промышленной аэродинамики и может быть использовано для проведения газодинамических испытаний авиационной и ракетной техники. Устройство содержит испытательную камеру с аэродинамическим соплом, источник сжатого воздуха с магистралью высокого давления, систему регулирования подачи сжатого воздуха с регулируемыми клапанами, датчиками давления, датчиком температуры и регулятором расхода воздуха, установленным в магистрали высокого давления, газовый генератор со смесительным ресивером, топливными форсунками и системой зажигания, подключенный входом к магистрали высокого давления, а выходом - к входу аэродинамического сопла испытательной камеры, систему подачи топлива, подключенную к топливным форсункам и имеющую регулятор расхода топлива, и систему подачи кислорода, подключенную к смесительному ресиверу и имеющую регулятор расхода кислорода. Также оно снабжено источником постоянного давления нейтрального газа, регуляторы расхода топлива и кислорода выполнены в виде управляемых редукционных клапанов, полость управления каждого из которых подключена к источнику постоянного давления нейтрального газа через дополнительные пневморедуктор, регулируемый клапан и ресивер, связанный с атмосферой через дополнительные управляемые клапаны. Технический результат заключается в повышении точности регулирования всех компонентов, подаваемых в генератор газа, и обеспечение взрывобезопасности работы устройства. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.
Реферат Свернуть Развернуть

Изобретение относится к области промышленной аэродинамики и может быть использовано для проведения газодинамических испытаний авиационной и ракетной техники.

Известна установка для газодинамических испытаний, содержащая испытательную камеру с гиперзвуковым соплом, источник сжатого газа с магистралью высокого давления, систему регулирования подачи сжатого газа с регулируемыми клапанами, датчиками давления, датчиком температуры и регулятором расхода газа, установленным в магистрали высокого давления, и подогреватель газа, подключенный входом к магистрали высокого давления, выходом - к входу гиперзвукового сопла испытательной камеры (патент РФ №2482457).

В известной установке необходимый расход газа через гиперзвуковое сопло поддерживается с помощью крионасосов, обеспечивающих соответствующий уровень давления в вакуумной камере.

К недостаткам этой установки следует отнести наличие замкнутой системы подачи газа в испытательную камеру, что не позволяет проводить испытания с различными по составу газами в зависимости от используемого топлива.

Известна установка для газодинамических испытаний, содержащая испытательную камеру с аэродинамическим соплом, источник сжатого воздуха с магистралью высокого давления, систему регулирования подачи сжатого воздуха с регулируемыми клапанами, датчиками давления, датчиком температуры и регулятором расхода воздуха, установленным в магистрали высокого давления, и газовый генератор с системой подачи топлива, топливными форсунками и системой зажигания, подключенный входом к магистрали высокого давления, выходом - к входу аэродинамического сопла испытательной камеры, а форсунками - к системе подачи топлива (патент РФ №2421702). В известной установке для генерирования газа используется жидкое углеводородное топливо, предпочтительно керосин, что позволяет подавать в испытательную камеру газ с температурой 1000…1100°С.

Однако известная установка не может обеспечить имитацию натурных условий при стендовых испытаниях работы образцов авиационной и космической техники в воздушном потоке с заданными баротермическими и скоростными параметрами, т.к. газ, подаваемый в аэродинамическое сопло испытательной камеры, будет характеризоваться пониженным содержанием кислорода в его составе и неравномерным распределением температурного поля в потоке.

Наиболее близким аналогом изобретения является установка для газодинамических испытаний, содержащая испытательную камеру с аэродинамическим соплом, источник сжатого воздуха с магистралью высокого давления, систему регулирования подачи сжатого воздуха с регулируемыми клапанами, датчиками давления, датчиком температуры и регулятором расхода воздуха, установленным в магистрали высокого давления, газовый генератор со смесительным ресивером, топливными форсунками и системой зажигания, подключенный входом к магистрали высокого давления, а выходом - к входу аэродинамического сопла испытательной камеры, систему подачи топлива, подключенную к топливным форсунам и имеющую регулятор расхода топлива, и систему подачи кислорода, подключенную к смесительному ресиверу и имеющую регулятор расхода кислорода, причем регулятор расхода воздуха выполнен в виде редукционного клапана с полостью управления и расходного критического сопла, установленного в магистрали высокого давления между редукционным клапаном и газовым генератором, а система регулирования подачи сжатого воздуха имеет редуктор, управляемый клапан и ресивер, подключенный к полости управления редукционного клапана непосредственно (патент РФ №149566).

Подача кислорода в качестве окислителя для топлива в смесительную камеру газового генератора позволяет получить на выходе газового генератора высокоэнтальпийный рабочий газ с содержанием кислорода, соответствующим его содержанию в атмосферном воздухе, что является необходимым условием моделирования реальных параметров набегающего потока при проведении стендовых испытаний. При этом процесс моделирования реальных параметров набегающего потока не возможен без соблюдения точного соотношения величин расхода всех трех компонентов, подаваемых в генератор газа: топлива, кислорода и сжатого воздуха.

В известной установке управление подачей указанных компонентов в газовый генератор осуществляется давлением воздуха в основной магистрали. При работе установки с максимальной подачей воздуха в газовый генератор, а также на переходных режимах работы, когда резко меняется расход подаваемого в газовый генератор воздуха, давление воздуха в основной магистрали не стабильно. Резкие кратковременные колебания давления в системе управления подачей топлива и кислорода вносят искажения в процесс моделирования реальных параметров набегающего потока.

Кроме того, при проведении испытаний с взрывоопасными видами топлива, например с водородом, использование воздуха в системе управления подачи топлива не отвечает требованиям безопасности.

Технической проблемой, решаемой изобретением, является обеспечение моделирования заданных натурных параметров набегающего потока в испытательной камере с учетом требований безопасности при проведении газодинамических испытаний.

Техническим результатом изобретения является повышение точности регулирования всех компонентов, подаваемых в генератор газа, и обеспечение взрывобезопасности работы устройства.

Этот технический результат достигается тем, что установка для газодинамических испытаний содержит испытательную камеру с аэродинамическим соплом, источник сжатого воздуха с магистралью высокого давления, систему регулирования подачи сжатого воздуха с регулируемыми клапанами, датчиками давления, датчиком температуры и регулятором расхода воздуха, установленным в магистрали высокого давления, газовый генератор со смесительным ресивером, топливными форсунками и системой зажигания, подключенный входом к магистрали высокого давления, а выходом - к входу аэродинамического сопла испытательной камеры, систему подачи топлива, подключенную к топливным форсункам и имеющую регулятор расхода топлива, и систему подачи кислорода, подключенную к смесительному ресиверу и имеющую регулятор расхода кислорода, причем регулятор расхода воздуха выполнен в виде редукционного клапана с полостью управления и расходного критического сопла, установленного в магистрали высокого давления между редукционным клапаном и газовым генератором, а система регулирования подачи сжатого воздуха имеет пневморедуктор, регулируемый клапан и ресивер, подключенный к полости управления редукционного клапана непосредственно и связанный с атмосферой через управляемые клапаны. Причем установка снабжена источником постоянного давления нейтрального газа, регуляторы расхода топлива и кислорода выполнены в виде управляемых редукционных клапанов, полость управления каждого из которых подключена к источнику постоянного давления нейтрального газа через дополнительные пневморедуктор, регулируемый клапан и ресивер, связанный с атмосферой через дополнительные управляемые клапаны.

Полость управления редукционного клапана системы регулирования подачи сжатого воздуха также может быть подключена через пневморедуктор, регулируемый клапан и ресивер к источнику постоянного давления нейтрального газа.

Существенность отличительных признаков установки подтверждается тем, что только совокупность всех конструктивных признаков, описывающая изобретение, позволяет обеспечить достижение технического результата изобретения - повышение точности регулирования всех компонентов, подаваемых в генератор газа, с учетом требований безопасности при проведении газодинамических испытаний.

Существо изобретения поясняется чертежом, где представлена общая схема установки.

Установка для газодинамических испытаний содержит испытательную камеру 1 с аэродинамическим соплом 2, источник сжатого воздуха 3 с магистралью высокого давления 4, систему регулирования подачи сжатого воздуха 5 с регулятором расхода воздуха 6, установленным в магистрали высокого давления 4, и газовый генератор 7, подключенный входом к магистрали высокого давления 4, а выходом - к входу аэродинамического сопла 2 испытательной камеры 1.

Регулятор расхода воздуха 6 выполнен в виде редукционного клапана 8 с полостью управления 9 и расходного критического сопла 10, установленного в магистрали высокого давления 4 между редукционным клапаном 8 и газовым генератором 7.

Газовый генератор 7 выполнен с топливными форсунками 11, подключенными к системе подачи топлива 12, системой зажигания 13 и смесительным ресивером 14, который подключен к магистрали высокого давления 4 и системе подачи кислорода 15.

В системе регулирования подачи сжатого воздуха 5 установлен ресивер 16, подключенный к полости управления 9 редукционного клапана 8 непосредственно, а к источнику постоянного давления нейтрального газа 17 - через пневморедуктор 18 и регулируемый клапан 19. Параллельно с регулируемым клапаном 19 может быть установлен регулируемый клапан 20 с иной расходной характеристикой.

В системе регулирования подачи сжатого воздуха 5 имеются датчик давления 21 и датчик температуры 22, установленные на входе расходного критического сопла 10, и датчик давления 23, установленный на выходе расходного критического сопла 10. Ресивер 16 системы регулирования подачи сжатого воздуха 5 сообщен с атмосферой двумя управляемыми клапанами 24 и 25, выполненными с разными расходными характеристиками.

Система подачи топлива 12 имеет регулятор расхода топлива, выполненный в виде редукционного клапана 26, полость управления 27 которого подключена к источнику постоянного давления нейтрального газа 17 через дополнительные пневморедуктор 28, регулируемый клапан 29 и ресивер 30, связанный с атмосферой через дополнительные управляемые клапаны 31 и 32.

Система подачи кислорода 15 выполнена аналогично системе подачи топлива 12 и имеет регулятор расхода топлива, выполненный в виде редукционного клапана 33, полость управления 34 которого подключена к источнику постоянного давления нейтрального газа 17 через дополнительные пневморедуктор 35, регулируемый клапан 36 и ресивер 37, связанный с атмосферой через дополнительные управляемые клапаны 38 и 39.

Реализация общей программы испытаний осуществляется с помощью блока управления 40, подключенного к исполнительным механизмам всех исполнительных элементов устройства, а также к датчикам давления 21 и 23 и датчику температуры 22. Управление подачей в газовый генератор 7 топлива и кислорода осуществляется блоком управления 41, связанным с блоком управления 40. Для запуска устройства предусмотрены последовательно срабатывающие пусковые клапаны 42, 43 и 44.

Установка работает следующим образом.

В начальный момент редукционный клапан 8 системы регулирования подачи сжатого воздуха 5, редукционный клапан 33 системы подачи кислорода 15 и редукционный клапан 26 системы подачи топлива 12 настраиваются на требуемые величины давления. Также предварительно настраиваются на требуемые величины давления пневморедуктор 18 системы регулирования подачи сжатого воздуха 5, пневморедуктор 28 системы подачи топлива 12 и пневморедуктор 35 системы подачи кислорода 15, связанные с источником постоянного давления нейтрального газа 17.

После открытия клапана 42 начинается подача воздуха. Через редуктор 8 воздух поступает в расходное критическое сопло 10, в котором выполняется измерение давления Р датчиками 21 и 23 и измерение полной температуры Т0 датчиком температуры 22. По результатам измерения давления и полной температуры автоматически контролируется расход воздуха.

Из расходного критического сопла 10 воздух через клапан 42 подается в смесительный ресивер 14 газового генератора 7, который соединен с системой подачи кислорода 15. Подача кислорода включается через несколько секунд после начала подачи воздуха открытием пускового клапана 43. Контроль расхода кислорода выполняется в автоматическом режиме с помощью измерительного участка 45, связанного с блоком управления 41.

Через небольшой промежуток времени после включения подачи кислорода открывается клапан 44 и начинается подача топлива. Расход подачи топлива контролируется с помощью измерительного участка 46, связанного с блоком управления 41.

В ресивере 14 кислород смешивается с воздухом. Затем кислородо-воздушная смесь подается к топливным форсункам 11, через которые происходит подача топлива в огневую камеру газового генератора 7. Полученная смесь воздуха, кислорода и топлива содержит дозированное количество каждого из компонентов. Это необходимо для правильного воспроизведения параметров потока, соответствующих полетному режиму летательного аппарата. Полученная смесь сгорает в огневой камере газового генератора 7, причем устойчивое горение поддерживается системой зажигания 13. Поток нагретой в газовом генераторе 7 рабочей среды подается через аэродинамическое сопло 2 в испытательную камеру 1.

Расход подаваемого воздуха регулируется электронным блоком управления 40. В том случае, если в процессе проведения испытания расход воздуха уменьшается в сравнении с заданным, то из блока управления 40 поступает команда на открытие клапана 19 и в полость управления 9 редукционного клапана 8 поступает через пневморедуктор 18 управляющий газ с необходимым давлением, в результате чего расход воздуха через редуктор 8 увеличивается до требуемой величины.

Если расход оказался завышенным, по команде блока управления 40 открывается один из клапанов 24 или 25, при этом избыток нейтрального газа сбрасывается в атмосферу, а расход воздуха через редуктор 8 уменьшается до требуемой величины. Для того чтобы осуществить плавную подачу газа в редуктор в нужном диапазоне, в системе регулирования расхода предусмотрен ресивер 16.

Регулирование расхода кислорода выполняется также в автоматическом режиме аналогично регулированию расхода воздуха. Расход подаваемого кислорода контролируются электронным блоком управления 41, который связан с блоком управления 40, задающим программу испытания. В том случае, если в процессе проведения испытания расход кислорода необходимо увеличить, из блока управления 41 поступает команда на открытие регулируемого клапана 36 ив полость управления 34 редукционного клапана 33 поступает через пневморедуктор 35 и ресивер 37 нейтральный газ с необходимым давлением, в результате чего, расход воздуха через редукционный клапан 33 увеличивается до требуемой величины.

Для уменьшения расхода кислорода по команде блока управления 41 открывается один из управляемых клапанов 38 или 39, давление нейтрального газа в полости управления 34 редукционного клапана 33 уменьшается и соответственно снижается расход кислорода через редукционный клапан 33.

В процессе регулирования расхода топлива по команде блока управления 41 для увеличения подачи топлива открывается регулируемый клапан 29 и нейтральный газ от источника постоянного давления 17 подается через пневморедуктор 28 и ресивер 30 в полость управления 27 редукционного клапана 26. Снижение подачи топлива осуществляется открытием одного из управляемых клапанов 31 или 32, при этом полость управления 27 редукционного клапана 26 сообщается с атмосферой.

Все вещества подаются в заранее рассчитанных количествах, так чтобы полная температура нагретой рабочей среды и содержание кислорода в ней соответствовали полетным условиям. Благодаря автоматической регулировке обеспечивается бесперебойная подача газов в нужной последовательности и требуемом количестве для проведения испытаний.

После проведения испытаний отключение подачи используемых веществ происходит в следующем порядке: сначала отключается подача топлива, затем - подача кислорода, после чего отключается подача воздуха.

Описанная установка позволяет проводить газодинамические испытания воздушно-реактивных двигателей и аппаратов с работающими двигателями в широком полетном диапазоне, с максимальным приближением к натурным условиям, при этом обеспечивается моделирование заданных натурных параметров набегающего потока в испытательной камере с учетом требований безопасности при проведении газодинамических испытаний.

Кроме того, вышеописанная установка позволяет быстро переходить с одного экспериментального режима на другой, и таким образом обеспечивается возможность исследования переходных рабочих процессов для различных типов двигателей.


Установка для газодинамических испытаний
Установка для газодинамических испытаний
Источник поступления информации: Роспатент

Показаны записи 1-10 из 199.
10.02.2013
№216.012.23f8

Система регулирования осевых сил на радиально-упорном подшипнике ротора турбомашины

Изобретение относится к системе регулирования осевых сил на радиально-упорном подшипнике ротора турбомашины и позволяет уменьшить воздействие осевой силы на радиально-упорный подшипник передней части составного ротора турбомашины путем перераспределения по заданному закону избыточной силы на...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002474710
Дата охранного документа: 10.02.2013
10.02.2013
№216.012.2458

Способ мультиантенной электростатической диагностики газотурбинных двигателей на установившихся и неустановившихся режимах работы

Изобретение относится к области диагностики технического состояния газотурбинных двигателей. Технический результат - повышение эффективности и оперативности диагностики технического состояния газотурбинных двигателей в процессе их производства, испытаний и эксплуатации. Технический результат...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002474806
Дата охранного документа: 10.02.2013
27.02.2013
№216.012.2baa

Пульсирующий детонационный прямоточный воздушно-реактивный двигатель и способ функционирования двигателя

Пульсирующий детонационный прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит сверхзвуковой воздухозаборник, сверхзвуковую камеру смешения, сверхзвуковую камеру сгорания, выходное сверхзвуковое сопло, воспламенитель топливовоздушной смеси и систему подачи топлива. Система подачи топлива...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002476705
Дата охранного документа: 27.02.2013
27.02.2013
№216.012.2c7c

Способ диагностики турбореактивного двухконтурного двигателя со смешением потоков

Изобретение относится к области авиационной техники. По замерам полетной информации определяют величину R идеальной тяги двигателя как R=R- GV, где R - условная тяга реактивного сопла, соответствующая полному расширению в нем выхлопной струи до атмосферного давления, G - расход воздуха на входе...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002476915
Дата охранного документа: 27.02.2013
10.04.2013
№216.012.33c5

Способ изготовления интегрального блиска с охлаждаемыми рабочими лопатками, интегральный блиск и охлаждаемая лопатка для газотурбинного двигателя

Отдельные охлаждаемые лопатки из монокристаллического сплава соединяют с дисковой частью из гранулируемого сплава в единую деталь горячим изостатическим прессованием (ГИП) в зоне, где длительные прочности этих сплавов одинаковы при одной и той же температуре в длительном рабочем режиме...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002478796
Дата охранного документа: 10.04.2013
10.05.2013
№216.012.3e2d

Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель

Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит топливную форсунку, размещенную в носовой части двигателя перед воздухозаборником, и расположенные за ним камеру сгорания и сопло, а также устройство возбуждения молекул кислорода резонансным лазерным излучением в камере сгорания....
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002481484
Дата охранного документа: 10.05.2013
20.06.2013
№216.012.4d6c

Газодинамический воспламенитель

Изобретение может быть использовано в авиационных и ракетных двигателях и стендовых газоструйных устройствах. Газодинамический воспламенитель содержит полый корпус, стержневой газоструйный излучатель со сверхзвуковым кольцевым соплом, резонатор с цилиндрической полостью, соединительную камеру с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002485402
Дата охранного документа: 20.06.2013
10.07.2013
№216.012.5497

Газогенератор гтд

Газогенератор газотурбинного двигателя содержит двухступенчатый центробежный компрессор, камеру сгорания и, по меньшей мере, одну осевую ступень турбины, связанную с компрессором по оси в единый ротор, установленный в статоре на подшипниках качения. Рабочие колеса ступеней компрессора и турбины...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002487258
Дата охранного документа: 10.07.2013
10.08.2013
№216.012.5d9f

Экологически чистая газотурбинная установка регенеративного цикла с каталитической камерой сгорания и способ управления ее работой

Экологически чистая газотурбинная установка регенеративного цикла с каталитической камерой сгорания содержит осевой компрессор, турбину, теплообменник-рекуператор, каталитическую камеру сгорания, соединяющий их газовоздушный канал, топливную систему с форсункой, систему автоматического...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002489588
Дата охранного документа: 10.08.2013
27.08.2013
№216.012.6526

Способ определения коэффициента сухого трения фрикционных пар при быстро осциллирующих перемещениях

Изобретение относится к области исследований и физических измерений. Сущность: одну неподвижную деталь фрикционной пары, выполняющую функцию демпфера, прижимают с варьируемым регулируемым усилием к другой подвижной детали этой пары, совершающей на резонансной частоте быстро осцилирующее...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002491531
Дата охранного документа: 27.08.2013
Показаны записи 1-10 из 23.
20.06.2013
№216.012.4d6c

Газодинамический воспламенитель

Изобретение может быть использовано в авиационных и ракетных двигателях и стендовых газоструйных устройствах. Газодинамический воспламенитель содержит полый корпус, стержневой газоструйный излучатель со сверхзвуковым кольцевым соплом, резонатор с цилиндрической полостью, соединительную камеру с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002485402
Дата охранного документа: 20.06.2013
10.10.2013
№216.012.73ad

Способ определения полноты сгорания топливной смеси в камере сгорания сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя

Способ определения полноты сгорания топливной смеси в камере сгорания сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя заключается в том, что двигатель жестко соединяют с горизонтальной мерительной платформой, платформу устанавливают на поперечные упругие опоры и соединяют с датчиком...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002495270
Дата охранного документа: 10.10.2013
10.03.2015
№216.013.309f

Способ воспламенения топливной смеси в высокоскоростном врд

Изобретение может быть использовано в космической и оборонной отрасли. Способ воспламенения топливной смеси заключается в том, что в камеру сгорания двигателя подают высокоскоростной поток воздуха, обеспечивают торможение потока, образуют в камере сгорания топливную смесь и воспламеняют ее. Так...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002543915
Дата охранного документа: 10.03.2015
10.03.2015
№216.013.315d

Высокоскоростной прямоточный воздушно-реактивный двигатель

Изобретение может быть использовано в космической и оборонной отрасли. Высокоскоростной прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД) содержит последовательно расположенные воздухозаборное устройство, камеру сгорания (КС) и выходное сопло. В КС размещены форсунки подачи горючего с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002544105
Дата охранного документа: 10.03.2015
10.07.2015
№216.013.5dfc

Газодинамический воспламенитель основной топливной смеси в проточном тракте

Изобретение относится к акустической теплотехнике. Газодинамический воспламенитель содержит форкамеру с выходным отверстием, ускоритель с соплом, акустический резонатор и магистрали с регулирующими клапанами подвода окислителя и горючего к ускорителю. Ускоритель с соплом и акустический...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002555601
Дата охранного документа: 10.07.2015
20.09.2015
№216.013.7b07

Способ организации детонационно-дефлаграционного горения и детонационно-дефлаграционный пульсирующий прямоточный воздушно-реактивный двигатель

Способ организации детонационно-дефлаграционного горения в воздушно-реактивном двигателе для высоких скоростей полета заключается в том, что набегающий высокоскоростной сверхзвуковой поток воздуха тормозят в криволинейном пространстве воздухозаборника, по мере продвижения, в зоне образования...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002563092
Дата охранного документа: 20.09.2015
20.01.2016
№216.013.a339

Способ сжигания топливо-воздушной смеси и прямоточный воздушно-реактивный двигатель со спиновой детонационной волной

Способ сжигания топливовоздушной смеси для создания реактивной тяги в прямоточном воздушно-реактивном двигателе со спиновой детонационной волной заключается в том, что набегающий высокоскоростной поток тормозят до чисел Маха в диапазоне от 3 до 4 в сверхзвуковом двухступенчатом воздухозаборнике...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002573427
Дата охранного документа: 20.01.2016
27.05.2016
№216.015.42c8

Способ организации горения топлива и детонационно-дефлаграционный пульсирующий прямоточный воздушно-реактивный двигатель

Изобретение относится к аэрокосмическим двигателям. Детонационно-дефлаграционный пульсирующий прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит сверхзвуковой воздухозаборник, систему непрерывной подачи топлива, решеточный пластинчатый гаситель детонационных волн, расположенный так, что в него...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002585328
Дата охранного документа: 27.05.2016
13.01.2017
№217.015.67cd

Способ построения карты экзогенных геологических процессов местности вдоль трассы магистрального нефтепровода

Изобретение относится к области получения топографической информации о рельефе земной поверхности по данным аэрофотосъемки и лазерного сканирования местности с борта воздушного судна, в частности к мониторингу участков трассы магистрального нефтепровода (МН) для выявления признаков экзогенных...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002591875
Дата охранного документа: 20.07.2016
25.08.2017
№217.015.9b9f

Способ испытания высокоскоростного летательного аппарата

Изобретение относится к области стендовой доработки летательных аппаратов. Способ испытания высокоскоростного летательного аппарата на силоизмерительной платформе под заданным углом атаки в испытательной камере, где создают разряжение, продувают испытательную камеру рабочей средой с протоком...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002610329
Дата охранного документа: 09.02.2017

Похожие РИД в системе