Прищепа В.И.

 Изобретение относится к авиации, а именно к способам запуска летательных аппаратов с помощью стартовой тележки с электромагнитным приводом. Целью изобретения является снижение нагрузки на привод тележки за счет исключения бросков тока при реверсировании фаз статора. Для этого при торможении тележки включают реверсирование фаз статора линейного электродвигателя при отключенном напряжении н...

 Изобретение относится к авиационной и космической технике, а именно к способам запуска летательного аппарата (ЛА) с помощью стартовой тележки с двигательной установкой. Цель изобретения снижение массы стартовой тележки в случае аварийного торможения за счет уменьшения рабочего запаса топлива в ней. Для этого подают топливо из баков маршевой двигательной установки ЛА в тормозную реактивную...

 Изобретение предназначено для использования в двигателях летательных аппаратов, выполненных по схеме с дожиганием генераторного газа в тяговой камере. Сопло содержит расширяющуюся к выходу обечайку переменного контура с начальным коническим участком, угол раскрытия которого превышает угол на выходе сопла, и установленное по оси обечайки с возможностью перемещения центральное тело, образую...

 Управляемый многокамерный ракетный аппарат на жидком топливе содержит корпус с топливными баками окислителя и горючего, силовую установку из нескольких реактивных камер, одноосные шарнирные подвесы для монтажа камер на ракетном аппарате с возможностью их поворота в целях управления полетом и обеспечивающие поворот рулевые машины. Ось шарнирного подвеса расположена перпендикулярно плоскост...

 Силовая установка управляемого ракетного аппарата на жидком топливе включает несколько реактивных камер с расположением их вокруг продольной оси аппарата, двухстепенные шарнирные подвесы для монтажа камер на аппарате с возможностью их поворота в целях управления вектором тяги и осуществляющие поворот рулевые машины с концевыми шарнирами крепления к камерам и корпусу аппарата. Каждая камер...

 Изобретение относится к ракетной технике. Производят отрыв сверхзвукового газового потока от стенки сопла путем осуществляемого в определенной последовательности взаимодействия потока с расположенным на стенке механическим препятствием и с вторичным рабочим телом, вводимым в основной газовый поток в месте перед препятствием; первоначально используют его, а после завершения запуска двигате...

 Изобретение относится к ракетной технике. 20-50% поступающего в двигатель метанового горючего расходуют на регенеративное охлаждение камеры, после чего сжигают в ней, а кислородный окислитель подают частично непосредственно в камеру и частично в восстановительный газогенератор, где в окислителе сжигают избыточное горючее, поступающее в газогенератор при давлении выше начального давления х...

 Способ работы жидкостного ракетного двигателя с турбонасосной подачей криогенного топлива на основе кислородного окислителя и углеводородного горючего, при котором расходуемую для получения окислительного газа массу окислителя используют вначале для охлаждения отработавшего пара, а израсходованный на получение пара окислительный газ используют непосредственно для дожигания остальной части...

 Способ работы жидкостного ракетного двигателя с турбонасосной подачей криогенного топлива на основе горючего и кислородного окислителя, при котором восстановительный газ после использования для получения пара непосредственно дожигают в камере с остальной частью топлива. Реализующий способ жидкостный ракетный двигатель с турбонасосной подачей топлива на основе горючего и кислородного окисл...

 Жидкостный ракетный двигатель с турбонасосной подачей криогенного топлива включает камеру с форсуночной головкой и охлаждаемым корпусом и турбонасосный агрегат из паровой турбины и насосов подачи окислителя, горючего и конденсата отработавшего пара. Вход турбины соединен с выходом насоса конденсата через первую магистраль, включающую охлаждающий тракт камеры, а выход турбины сообщен с вхо...

 Способ работы жидкостного ракетного двигателя с турбонасосной подачей кислородно-метанового топлива, при котором часть расходуемого метанового горючего используют в качестве хладагента для проточного охлаждения камеры. После использования хладагент смешивают с оставшейся массой горючего, повышают давление смеси и подают ее в газогенератор на сгорание с частью кислородного окислителя в цел...

 По способу работы жидкостного ракетного двигателя с замкнутым парожидкостным контуром в системе турбонасосной подачи рабочий пар для турбины получают из воды с использованием теплоты от продуктов сгорания ракетного топлива. Пар срабатывают до давления 0,6-4,0 МПа. Сработавший пар охлаждают, используя для этого хладоресурс окислителя, и полученный конденсат возвращают в водяной насос. Изоб...