RU2012151111A - REACTIVE ENGINE DRIVE VECTOR CONTROL DEVICE - Google Patents

REACTIVE ENGINE DRIVE VECTOR CONTROL DEVICE Download PDF

Info

Publication number
RU2012151111A
RU2012151111A RU2012151111/06A RU2012151111A RU2012151111A RU 2012151111 A RU2012151111 A RU 2012151111A RU 2012151111/06 A RU2012151111/06 A RU 2012151111/06A RU 2012151111 A RU2012151111 A RU 2012151111A RU 2012151111 A RU2012151111 A RU 2012151111A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
symmetry
aircraft
thrust vector
control device
control
Prior art date
Application number
RU2012151111/06A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2527798C2 (en
Inventor
Михаил Никитович Алексенко
Original Assignee
Михаил Никитович Алексенко
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Михаил Никитович Алексенко filed Critical Михаил Никитович Алексенко
Priority to RU2012151111/06A priority Critical patent/RU2527798C2/en
Publication of RU2012151111A publication Critical patent/RU2012151111A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2527798C2 publication Critical patent/RU2527798C2/en

Links

Landscapes

  • Plasma Technology (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

1. Устройство управления вектором тяги сопла реактивного двигателя летательного аппарата, отличающееся тем, что для изменения направления вектора тяги отклоняется относительно оси симметрии поток истекающих из сопла газов, состоящих из плазмы (ионов и электронов) посредством воздействия на него парными электромагнитами управления, в виде, например, полос, установленных вдоль образующей закритической части на внешней поверхности раструба в плоскостях симметрии I-III и II-IV, при этом на парные электромагниты управления подается электрический ток противоположных знаков по командному сигналу системы управления летательным аппаратом.2. Устройство управления вектором тяги по п.1, отличающееся тем, что для управления летательным аппаратом по крену на парные электромагниты управления, установленные в плоскостях симметрии I-III и II-IV, подаются соответствующие командные сигналы управления, обеспечивающие закрутку потока и поворот корпуса относительно продольной оси симметрии летательного аппарата.3. Устройство управления вектором тяги по п.1, отличающееся тем, что для управления летательным аппаратом по крену в плоскостях симметрии I-III и II-IV установлены парные малогабаритные двигатели управления с аналогичной системой управления потоком истекающих газов для создания крутящего момента относительно продольной оси симметрии летательного аппарата.4. Устройство управления вектором тяги по п.1, отличающийся тем, что для получения электрического тока, необходимого для подачи на электромагниты управления вектором тяги, на сопло установлен МГД-генератор индукционного типа.1. The control device of the thrust vector of the nozzle of the jet engine of the aircraft, characterized in that for changing the direction of the thrust vector, the flow of gases flowing out of the nozzle consisting of plasma (ions and electrons) is deflected relative to the axis of symmetry by exposure to it with paired control electromagnets, in the form, for example, strips installed along the generatrix of the supercritical part on the outer surface of the socket in the planes of symmetry I-III and II-IV, while an electric current of opposite signs according to the command signal of the aircraft control system. 2. The thrust vector control device according to claim 1, characterized in that for controlling the aircraft in roll, the paired control electromagnets installed in the planes of symmetry I-III and II-IV are supplied with the corresponding command control signals, ensuring flow swirling and rotation of the body relative to the longitudinal axis of symmetry of the aircraft. 3. The thrust vector control device according to claim 1, characterized in that for controlling the aircraft along the roll in the planes of symmetry I-III and II-IV, twin small-sized control engines are installed with a similar system for controlling the flow of outgoing gases to create torque relative to the longitudinal axis of symmetry of the aircraft apparatus. 4. The thrust vector control device according to claim 1, characterized in that in order to obtain the electric current necessary to supply the thrust vector control electromagnets, an induction type MHD generator is installed on the nozzle.

Claims (4)

1. Устройство управления вектором тяги сопла реактивного двигателя летательного аппарата, отличающееся тем, что для изменения направления вектора тяги отклоняется относительно оси симметрии поток истекающих из сопла газов, состоящих из плазмы (ионов и электронов) посредством воздействия на него парными электромагнитами управления, в виде, например, полос, установленных вдоль образующей закритической части на внешней поверхности раструба в плоскостях симметрии I-III и II-IV, при этом на парные электромагниты управления подается электрический ток противоположных знаков по командному сигналу системы управления летательным аппаратом.1. The control device of the thrust vector of the jet engine nozzle of the aircraft, characterized in that for changing the direction of the thrust vector, the flow of gases flowing out of the nozzle consisting of plasma (ions and electrons) is deflected relative to the axis of symmetry by the action of paired control electromagnets on it, in the form, for example, strips installed along the generatrix of the supercritical part on the outer surface of the socket in the planes of symmetry I-III and II-IV, while an electric the current of opposite signs by the command signal of the aircraft control system. 2. Устройство управления вектором тяги по п.1, отличающееся тем, что для управления летательным аппаратом по крену на парные электромагниты управления, установленные в плоскостях симметрии I-III и II-IV, подаются соответствующие командные сигналы управления, обеспечивающие закрутку потока и поворот корпуса относительно продольной оси симметрии летательного аппарата.2. The thrust vector control device according to claim 1, characterized in that for controlling the aircraft in roll, the paired control electromagnets installed in the planes of symmetry I-III and II-IV are supplied with the corresponding command control signals, providing flow swirl and rotation of the body relative to the longitudinal axis of symmetry of the aircraft. 3. Устройство управления вектором тяги по п.1, отличающееся тем, что для управления летательным аппаратом по крену в плоскостях симметрии I-III и II-IV установлены парные малогабаритные двигатели управления с аналогичной системой управления потоком истекающих газов для создания крутящего момента относительно продольной оси симметрии летательного аппарата.3. The thrust vector control device according to claim 1, characterized in that for controlling the aircraft in roll in symmetry planes I-III and II-IV, twin small-sized control engines are installed with a similar system for controlling the flow of outgoing gases to create a torque relative to the longitudinal axis symmetry of the aircraft. 4. Устройство управления вектором тяги по п.1, отличающийся тем, что для получения электрического тока, необходимого для подачи на электромагниты управления вектором тяги, на сопло установлен МГД-генератор индукционного типа. 4. The thrust vector control device according to claim 1, characterized in that in order to obtain the electric current necessary to supply the thrust vector control electromagnets, an induction type MHD generator is installed on the nozzle.
RU2012151111/06A 2012-11-28 2012-11-28 Jet engine thrust vector control device RU2527798C2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2012151111/06A RU2527798C2 (en) 2012-11-28 2012-11-28 Jet engine thrust vector control device

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2012151111/06A RU2527798C2 (en) 2012-11-28 2012-11-28 Jet engine thrust vector control device

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2012151111A true RU2012151111A (en) 2014-06-20
RU2527798C2 RU2527798C2 (en) 2014-09-10

Family

ID=51213324

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2012151111/06A RU2527798C2 (en) 2012-11-28 2012-11-28 Jet engine thrust vector control device

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2527798C2 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105043607A (en) * 2015-07-13 2015-11-11 大连理工大学 Double force source high-thrust vector measuring device

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3037922B1 (en) * 2015-06-23 2017-07-07 Turbomeca DEVICE FOR CONTROLLING A VARIABLE-CALIBULATED BLADE PROPELLER OF A TURBOPROPULSEUR
RU2657400C1 (en) * 2017-07-10 2018-06-13 Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" Liquid rocket engine with a nozzle of carbon-carbon composite material (cccm)
RU2711005C1 (en) * 2018-11-21 2020-01-14 Андрей Андреевич Бычков Electric jet engine

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2782884B1 (en) * 1998-08-25 2000-11-24 Snecma CLOSED ELECTRON DERIVATIVE PLASMA PROPELLER SUITABLE FOR HIGH THERMAL LOADS
RU2196396C2 (en) * 2000-10-23 2003-01-10 Петросов Валерий Александрович Method and device for regulating thrust vector of electric rocket engine
RU2300007C1 (en) * 2006-01-25 2007-05-27 Игорь Константинович Тимошенко Vortex rocket motor
RU2504683C1 (en) * 2012-06-22 2014-01-20 Михаил Никитович Алексенко Method of control over aircraft jet thrust vector

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105043607A (en) * 2015-07-13 2015-11-11 大连理工大学 Double force source high-thrust vector measuring device

Also Published As

Publication number Publication date
RU2527798C2 (en) 2014-09-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN103953517B (en) Hall thruster improves device
RU2012151111A (en) REACTIVE ENGINE DRIVE VECTOR CONTROL DEVICE
EP2613050B1 (en) Plasma actuating propulsion system for aerial vehicles and propulsion method thereof
US9746180B2 (en) Multijet burner with charge interaction
US9028687B2 (en) Separating device for separating magnetic or magnetizable particles present in suspension
JP2018533337A (en) Magnetohydrodynamic generator
US20160028283A1 (en) Vacuum Gap Generators and Motors
Dumas et al. Acheon project: A novel vectoring jet concept
CN102777342A (en) Vector magnetic nozzle used for electric propulsion
ES2540167B2 (en) SYSTEM WITHOUT MOBILE OR ELECTRODE PARTS AND PROCEDURE TO VECTORIZE THE PUSHING IN PLASMA SPACE ENGINES
RU2012126217A (en) METHOD FOR CONTROLLING Aircraft Thrust Vector of an Aircraft
US20100192538A1 (en) Capacitive Stator
JP4772759B2 (en) Diffuser
WO2016178701A1 (en) Thrust augmentation systems
JP2011231928A (en) Diffuser
RU2551140C2 (en) Electrical rocket engine
Fomichev et al. Experimental study of the MHD-parachute phenomena in a hypersonic air flow
EA201800015A1 (en) METHOD OF MANAGING THE MOVEMENT OF SPACE APPARATUS
KR102177938B1 (en) Vortex generator
CN103108482A (en) Plasma jet density range regulator
CN105508164A (en) Electric propulsion method and device with air as working medium
CN205244136U (en) Low -power consumption magnetic suspension bearing
JP5766739B2 (en) Diffuser
RU2014115243A (en) METHOD FOR CONTROLING AIRCRAFT EQUIPPED WITH ENGINE INSTALLATION WITH REACTIVE NOZZLES
JP2009133294A (en) Generation means for attraction force and thrust, and apparatus thereof

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20151129