Степанов Владимир Алексеевич (RU)

Прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит воздухозаборник, газогенератор с топливом, камеру сгорания с блоком горючего и выходное сопло. В камере сгорания установлены подсоединенные к блоку управления топливонесущие секции с соплами для истечения топливных струй из внутренних полостей секций во внутреннее пространство камеры сгорания. В каждой топливонесущей секции сопла распределены по п...

Камера сгорания содержит соосные наружный и внутренний корпуса, диффузор на входе, жаровую трубу в полости между корпусами, основную и дополнительную топливные системы с раздельными пневматическими форсунками. Жаровая труба включает наружную и внутреннюю обечайки с поясами поперечных отверстий. Фронтовая решетка содержит полый кольцевой стабилизатор пламени Δ-образного сечения, обращенный...

Камера сгорания предназначена для работы в авиационных и наземных ГТД и ГТУ. Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя содержит расположенные соосно наружный и внутренний корпуса, установленный на входе в камеру сгорания кольцевой диффузор, образованный стенками внутреннего и внешнего контуров, размещенную в кольцевой полости между корпусами жаровую трубу, разделяющую полость на две части...

Изобретение относится к авиации, а именно к конструкции воздухозаборника высокоскоростных летательных аппаратов. Воздухозаборник с изменяемой геометрией для сверхзвукового летательного аппарата содержит пространственный клин, обечайку с криволинейной передней кромкой и конфузорной поверхностью торможения, боковые стенки, систему слива пограничного слоя в горле воздухозаборника через щель или пер...

Изобретение относится к авиации, а именно к воздухозаборникам силовых установок сверхзвуковых самолетов. Сверхзвуковой регулируемый воздухозаборник содержит вход, представляющий собой систему торможения потока - сверхзвуковой диффузор (22), состоящий из двух многоступенчатых стреловидных клиньев торможения (7) и (20), образующих двугранный угол, обечайку, также образующую двугранный угол, при это...

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к способам определения динамики изменения газодинамических параметров потока в лопаточных машинах и каналах, например в лопаточных компрессорах, трубопроводах и диффузорах в заданных областях течения, как в пограничных зонах, так и в ядре газового потока, и может быть использовано для диагностирования технического состояния газотурбинных двиг...

Изобретение относится к области технической физики, а именно к способам определения температуры торможения газового потока, и может быть использовано при длительном локальном измерение полной температуры набегающего потока в элементах газотурбинных двигателей, например в переходных каналах, на выходе из камеры сгорания, с числом Маха от 0.1 до 0.7 набегающего потока и температурой, превышающей 200...