Губертов А.М.
Изобретатель Губертов А.М. является автором следующих патентов:
Камера сгорания (варианты)
Камера сгорания и ее вариант, относящиеся к ракетной технике и в частности к жидкостным ракетным двигателям, содержит смесительную головку и устройство подавления колебаний. При первом варианте устройство подавления колебаний выполнено перфорированным в виде полого тонкостенного усеченного конуса с равномерно расположенными радиальными пластинами. При втором варианте устройство подавления...
2120560Камера сгорания
Камера сгорания относится к ракетной технике и может быть использована при конструировании форсуночных головок камер сгорания ЖРД, а также в тех отраслях техники, где используются различного рода топочные устройства. Смесительная головка камеры сгорания имеет центральные форсунки, формирующие ядро потока, и периферийные однокомпонентные форсунки, окружающий центральные. При этом периферий...
2126905Тепловой аккумулятор для нагрева газа
Аккумулятор предназначен для нагрева компонентов топлива в ракетах и космических двигателях и может быть использован в космической технике, в самолетостроении и других отраслях промышленности. Задача повышения эффективности нагрева газа, снижения массы конструкции, уменьшения габаритов и снижения тепловых и гидравлических потерь подогреваемого газа решается тем, что в тепловом аккумулятор...
2150054Тепловой аккумулятор для нагрева газа
Изобретение относится к тепловой энергетике и может быть использовано в космической технике для нагрева газов и компонентов топлива ракетных двигателей, а также в других отраслях промышленности. Корпус аккумулятора состоит из соединенных между собой внутреннего герметичного и наружного негерметичного корпуса, равномерный зазор между которыми заполнен теплоизоляцией, имеющей волокнистую ст...
2176767Камера жидкостного ракетного двигателя
Камера жидкостного ракетного двигателя с регенеративной системой охлаждения включает реактивное сопло и насадок. Насадок пристыкован к соплу, входящему в состав камеры жидкостного ракетного двигателя, без изменения исходной конфигурации сопла. Продольный контур насадка выполнен по кривой, описываемой полиномом третьей степени. Толщина стенки насадка определена как ст = kхим, где k - коэфф...
2196917Ракетный двигатель твердого топлива
Ракетный двигатель твердого топлива содержит камеру сгорания, имеющую цилиндрический участок, переднее и заднее днища, заряд топлива, состоящий из двух частей и скрепленный с камерой сгорания, а также сопло с теплозащитным покрытием и утопленной частью, расположенной достаточно близко от поверхности заряда. Заряд разделен на две части эластичной мембраной, установленной вблизи утопленной...
2225524