VIST57 Wrote:
Хоть и зарекался, но откуда Вы еще узнаете, как устроена система патентования?
Действительно, откуда бы я мог это узнать, кроме как от какого-то ламера? Это же, практически, "из первых уст", зачем изучать
документы?
VIST57 Wrote:
У любого изобретения должен быть прототип, который явно указывается.
И сразу бред. Понимаю, взывать к здравому смыслу - бесполезно. Где он, а где Вы... Поэтому, без лишних мемуаров, подскажите, пожалуйста, каким нормативным актом это требование увековечено. А то, как же "всасывать"?
VIST57 Wrote:
По Вашей ссылке прототипов несколько и указаны они не явно.
И чё? Есть трудности с поиском? Попросите по-человечески - и Вам помогут. Ладно, просить - это выше Ваших сил, просто для иллюстрации, что же померещилось Вам как "прототипы":
RU 2065068 - "ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЙ ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ С ДОЖИГАНИЕМ" (КБ ХА)
RU 2099569 - "КИСЛОРОДНО-ВОДОРОДНЫЙ ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ" (КБ ХА)
RU 2118684 - "ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ НА КРИОГЕННОМ ТОПЛИВЕ" (РКК "Энергия")
US 4589253 - "Pre-regenerated staged-combustion rocket engine" (Rockwell International Corporation)
US 4998410 - "Hybrid staged combustion-expander topping cycle engine" (Rockwell International Corporation)
Это список наиболее близких технических решений, по которым вёлся патентный поиск. Между тем, в патенте абсолютно
явно указывается решение наиболее близкое: "Наиболее близким к настоящему изобретению техническим решением является ЖРД с дожиганием окислительного турбогаза в камере двигателя ("Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей" под ред. проф. Г.Г.Гахуна, М. , Машиностроение, 1989 г., стр.92)." А это, ни что иное, как глушковский РД-253.
VIST57 Wrote:
То, что патентуется пишется в разделе «Формула изобретения». (у буржуев этот раздел называется «Claims») Только там и больше нигде.
Этот раздел формализован и должен выглядеть так.
Нечто (что изобрели) ОТЛИЧАЕТСЯ от прототипа тем, что (далее излагается то, что патентуется в данном изобретении)
По Вашей ссылке
Формула изобретения
1. Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием турбогаза, включающий камеру сгорания со смесительной головкой, турбонасосный агрегат с турбиной, регулятор тяги, газогенератор, отличающийся тем, что он дополнительно снабжен устройством зажигания и запуска, а также бустерным насосом горючего и бустерным насосом окислителя, установленными на входе двигателя и связанными со входными магистралями двухступенчатого насоса для подачи горючего и одноступенчатого насоса для подачи окислителя соответственно, выход первой ступени двухступенчатого насоса для подачи горючего через дроссель связан последовательно с каналами охлаждения камеры сгорания и через пускоотсечной клапан далее со смесительной головкой указанной камеры сгорания, смесительная головка газогенератора по линии окислителя через пускоотсечной клапан окислителя соединена с выходом бустерного насоса окислителя, а по линии горючего через регулятор тяги с выходом второй ступени двухступенчатого насоса горючего турбонасосного агрегата, выход газогенератора соединен со входом в турбину и далее через газоввод со входом смесительной головки камеры сгорания, снабженной дополнительными форсунками зажигания, устройство зажигания и запуска выполнено в виде пускового бачка для горючего, подключенного через первый обратный клапан к малорасходному контуру регулятора тяги, выход которого подключен к первой ампуле для пускового горючего, выход которой через пускоотсечной клапан соединен с форсунками указанной смесительной головки газогенератора, при этом пусковой бачок подключен через второй обратный клапан, вторую ампулу для пускового горючего и жиклер к дополнительным форсункам зажигания камеры сгорания, а через обратный заправочный клапан подключен к магистрали подвода горючего на вход насоса горючего.
2. Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием турбогаза по п.1, отличающийся тем, что бустерный насос окислителя выполнен шнековым и снабжен газовой турбиной для осуществления его привода, рабочим телом которой служит окислительный газ, отводимый из упомянутой турбины турбонасосного агрегата, и после срабатывания на газовой турбине бустерного насоса, сбрасываемый в его выходной коллектор.
3. Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием турбогаза по п.1, отличающийся тем, что на трубопроводе отвода окислительного газа к турбине бустерного насоса окислителя установлен теплообменник для подогрева газа наддува баков ракеты.
4. Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием турбогаза по п.1, отличающийся тем, что трубопровод отвода окислительного газа выведен по ходу газа после турбины турбонасосного агрегата.
5. Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием турбогаза по п.1, отличающийся тем, что в качестве газа наддува баков ракеты используют гелий.
6. Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием турбогаза по п.1, отличающийся тем, что в качестве пускового горючего применяют смесь триэтилбора и триэтилалюминия.
7. Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием турбогаза по пп.1 и 6, отличающийся тем, что первая ампула с пусковым горючим снабжена мембраной, выполненной с возможностью разрыва под действием давления.
8. Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием турбогаза по пп.1 и 6, отличающийся тем, что вторая ампула с пусковым горючим снабжена мембраной, выполненной с возможностью разрыва под действием давления.
Как видите никакой «системы программного запуска и зажигания» там нет.
Этот раздел формализован даже больше, чем Вы думаете. В частности, не допускается в одном пункте формулы описывать и устройство и способ. В данном случае описывается устройство двигателя. А "программный" - это способ. В "Энергомаше", очевидно, работали толковые юристы. В формуле описано устройство, а способ уточняется в описании: "жидкостной ракетный двигатель с дожиганием турбогаза включает в себя:... ... ...
- систему программного запуска и зажигания, выполненную из пускового бачка с горючим, подключенного... ... ..."
VIST57 Wrote:
Еще там должна быть область применения данного изобретения.
Нет. Область применения не входит в формулу изобретения. Она формулируется отдельно и в патенте так и есть: "Наиболее успешно заявленный жидкостной ракетный двигатель может быть использован в ракетной технике, преимущественно для кислородно-керосиновых ЖРД больших тяг, в которых для привода основной турбины используется окислительный газ."
VIST57 Wrote:
В данном патенте не патентуется принцип «дожигания турбогаза».
На этом можно и закончить. Зачем дальше изворачиваться?
VIST57 Wrote:
Но если идти по дереву к его корню, то обязательно будет патент про «дожигания турбогаза».
Вот именно он и защищает всю линейку двигателей с «дожиганием турбогаза» потому, что обязательно присутствует в каждом, как прототип.
Так и идите"по дереву". Хоть в лес идите, хоть в сад. При чём здесь данный патент?
VIST57 Wrote:
Отсюда сами понимаете, о чем это говорит.
Конечно понимаю. Как всегда - первый тезис. Но теперь с дополнением:
VIST57 Wrote:
VIST57 Wrote:
Для начала, не защищается, а патентуется.
Vister Wrote:
Ценное замечание. Вы его до "Пародиинаколлегуфеоктистова" довели? А то он не в курсах:
VIST57 Wrote:
А патент «с дожиганием» защищает всю линейку этих двигателей...
Vister Wrote:
Четвёртый тезис пошёл...
Я не знаю, какой там у вас тезис по счету. Но все-таки надо писать про то в чем хотя бы чуть-чуть разбираешься.
Вот и не пишите о том, в чём "ни в зуб..." А то выходит доказательство ещё и четвёртого тезиса: "4. Опровергатели не в состоянии свести концы с концами в собственных теориях."
VIST57 Wrote:
Искать Ваши не предлагаю. Там их нет.
А кто-то говорил, что они там есть?

Заявки готовили, но никто не решился согласовать отсутствие сведений, содержащих государственную тайну. Полигон, как раз, передавали из Флота в 12-й Главк. Потом, меньше, чем через год, авторский коллектив уже расползся по необъятным просторам. А тайны там никакой и в помине не было.