RU16613U1 - COMBINED ENGINE FOR AIRCRAFT - Google Patents
COMBINED ENGINE FOR AIRCRAFT Download PDFInfo
- Publication number
- RU16613U1 RU16613U1 RU2000120440/20U RU2000120440U RU16613U1 RU 16613 U1 RU16613 U1 RU 16613U1 RU 2000120440/20 U RU2000120440/20 U RU 2000120440/20U RU 2000120440 U RU2000120440 U RU 2000120440U RU 16613 U1 RU16613 U1 RU 16613U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- aircraft
- mode
- fuel
- starting
- Prior art date
Links
Landscapes
- Fuel-Injection Apparatus (AREA)
- Electrical Control Of Air Or Fuel Supplied To Internal-Combustion Engine (AREA)
Abstract
Комбинированный двигатель для летательных аппаратов, содержащий смонтированные в едином корпусе и образующие блочную конструкцию маршевый двигатель, представляющий собой двухрежимный прямоточный воздушно-реактивный двигатель совместно с пульсирующим двигателем детонационного горения и стартовый двигатель, соединенные с единой системой управления, отличающийся тем, что стартовый двигатель представляет собой твердотопливный двигатель, свободно вложенный в несущий корпус и опирающийся передним днищем на центральное тело, а его воспламенитель, установленный в районе критического сечения соплового блока, связан только с системой запуска.Combined engine for aircraft, comprising a marching engine mounted in a single body and forming a block design, which is a dual-mode ramjet engine with a pulsating detonation combustion engine and a starting engine connected to a single control system, characterized in that the starting engine is a solid-fuel engine, freely embedded in the supporting body and resting on the front body on the central body, and its lamenitel installed in the critical section of the nozzle area of the block, is connected only with the launch of the system.
Description
Комбинированный двигатель для летательных аппаратовCombined engine for aircraft
Полезная модель относится к энергосиловым установкам, не имеющим турбин или иных двигателей, приводящих компрессор или нагнетатель, а точнее - комбинированным прямоточно-пульсирующим воздушнореактивным двигателям.The utility model relates to power plants that do not have turbines or other engines that drive a compressor or supercharger, or rather, combined ramjet engines.
Имеется опыт применения комбинированных двигателей, состоящих, например, из турбореактивных (ТРД) и ракетных (РД) двигателей или их комбинации, имеющих общий привод и размещенных в едином корпусе. В массовом отношении такие двигатели выгоднее, чем простая комбинация ТРД и РД.There is experience in the use of combined engines, consisting, for example, of turbojet (TRD) and rocket (RD) engines, or a combination thereof, having a common drive and housed in a single housing. In mass terms, such engines are more profitable than a simple combination of turbojet engines and taxiways.
Известен ракетно-турбинный двигатель комбинированного типа, представленный на рис.5.3. Р.И.Курзинера «Реактивные двигатели для больших сверхзвуковых скоростей полета. М.: Машиностроение, 1989, с. 167. Комбинированный двигатель ATR был предложен для перспективного одноступенчатого ВКС военного назначения и может быть отработан, как утверждают зарубежные специалисты, через 10... 15 лет. Для такого типа двигателя характерно расширение диапазона достигаемых скоростей и высот полета. Несмотря на то, что данный тип двигателя еще не освоен ни одной страной, дальнейшее развитие ракетной и космической техники уже сейчас требует своего дальнейшего совершенствования, например, при разработке и создание аэродинамического самолета. Однако для перспективных летательных аппаратов XXI века требуется широкий диапазон плавного изменения скорости их полета, начиная от дозвуковых и кончая гиперзвуковыми, а также, чтобы их двигатели работали экономично на любых высотах вплоть до безвоздушного пространства.Known rocket-turbine engine of the combined type, shown in Fig.5.3. RI Kurziner "Jet engines for high supersonic flight speeds. M.: Engineering, 1989, p. 167. The combined ATR engine was proposed for a promising single-stage military aerospace system and can be worked out, according to foreign experts, in 10 ... 15 years. This type of engine is characterized by an extension of the range of attainable speeds and altitudes. Despite the fact that this type of engine has not yet been mastered by any country, the further development of rocket and space technology now requires its further improvement, for example, in the development and creation of an aerodynamic aircraft. However, prospective 21st century aircraft require a wide range of smooth changes in their flight speed, from subsonic to hypersonic, as well as for their engines to operate economically at any altitude up to airless space.
МПКР02К7/20MPKR02K7 / 20
YYYy
F02K7/20.F02K7 / 20.
В нем значительно расширены технические возможности двигателя, позволяющего реализовать полет летательного аппарата (ЛА) в широком диапазоне изменения высот и скоростей. Это достигается за счет объединения в одной конструкции двух типов двигателей: пульсирующего двигателя детонационного горения (ПДДГ) и двухрежимного прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ПВРД). Предложенная схема двигателя позволит изменять скорость ЛА, начиная от дозвуковых ее значений и кончая гиперзвуковыми.It significantly expanded the technical capabilities of the engine, allowing to realize the flight of an aircraft (LA) in a wide range of altitudes and speeds. This is achieved by combining in one design two types of engines: a pulsating detonation combustion engine (PDDG) and a dual-mode ramjet engine (ramjet). The proposed engine design will allow you to change the speed of the aircraft, starting from its subsonic values and ending with hypersonic.
Однако для данной схемы характерен затяжной переход на маршевый режим работы двигателя. Это объясняется малой частотой детонационных импульсов, реализуемых в настоящее время данным типом двигателя, что уменьшает значение величины стартовой тяги.However, this scheme is characterized by a prolonged transition to the march mode of the engine. This is due to the low frequency of detonation pulses currently being implemented by this type of engine, which reduces the value of the starting thrust.
Задача полезной модели состоит в увеличении начальной скорости полета ЛА и более быстрого его перехода на маршевый режим работы.The objective of the utility model is to increase the initial flight speed of the aircraft and its more rapid transition to the march mode of operation.
Решение поставленной задачи осуществляется за счет использования в качестве стартового режима работы комбинированного двигателя ракетного двигателя твёрдого топлива (РДТТ).The solution to this problem is achieved through the use of a solid rocket engine (solid propellant rocket engine) as the starting mode of operation.
Поставленная задача достигается тем, что стартовый двигатель представляет собой твердотопливный двигатель, свободно вложенный в несущий корпус и опирающийся передним днищем на центральное тело, а его воспламенитель, установленный в районе критического сечения соплового блока, связан только с системой запуска.The task is achieved in that the starting engine is a solid-fuel engine freely embedded in the bearing body and resting on the central body with its front bottom, and its igniter, installed in the region of the critical section of the nozzle block, is connected only with the starting system.
На чертеже представлена конструктивно-компоновочная схема комбинированного двигателя для летательных аппаратов, представляющая собой объединение в единой конструкции двух двигателей: маршевого и стартового. Маршевый двигатель объединяет в единой конструкции ПДДГ и двухрежимный ПВРД.The drawing shows the structural layout of the combined engine for aircraft, which is a combination of two engines in a single design: marching and starting. The main engine combines in a single design PDDG and dual-mode ramjet.
та ЛА в условиях космического пространства и на всех промежуточных режимах работы двигателя. ГТВРД (2) предназначен для создания тяги на больших скоростях полёта ЛА. Оба двигателя обеспечивают маршевый режим работы комбинированного двигателя.that aircraft in outer space and at all intermediate modes of engine operation. The gas turbine engine (2) is designed to create traction at high speeds of flight of the aircraft. Both engines provide marching operation of the combined engine.
Стартовый двигатель (3) представляет собой РДТТ и предназначен для увеличения начальной скорости полёта ЛА и более быстрого его перехода на маршевый режим работы.The starting engine (3) is a solid propellant rocket engine and is designed to increase the initial flight speed of the aircraft and its more rapid transition to the march mode of operation.
ПДДГ состоит из корпуса с окнами 4, центрального тела 5, системы подачи компонентов топлива 6, системы инициирования 7, выдвижного конуса 8 и створок 9.PDDG consists of a case with windows 4, a central body 5, a fuel component supply system 6, an initiation system 7, a retractable cone 8, and flaps 9.
Двухконтурный ПВРД состоит из корпуса 10 со створками 11, соединённый с несущим корпусом 4 пилонами 12, и элементов системы подачи компонентов топлива 13.A double-circuit ramjet consists of a housing 10 with wings 11, connected to the supporting housing 4 by pylons 12, and elements of the fuel component supply system 13.
РДТТ состоит из корпуса 14 и закреплённого на нём твердотопливного заряда 15 и соплового блока 16, а также воспламенителя 17.The solid propellant rocket motor consists of a housing 14 and a solid fuel charge 15 and a nozzle block 16 fixed thereon, as well as an igniter 17.
Комбинированный двигатель может функционировать в нескольких режимах работы. При этом подачу компонентов топлива в ГТВРД и в ПДДГ осуществляет единая система подачи компонентов топлива и по команде от общей системы управления. Работа РДТТ осуществляется автономно от системы запуска.The combined engine can operate in several modes of operation. At the same time, the supply of fuel components to the gas turbine engine and the turbojet engine is carried out by a unified fuel component supply system and upon command from a common control system. The operation of the solid propellant rocket motor is carried out autonomously from the launch system.
Первый режим работы комбинированного двигателя - стартовый режим.The first mode of operation of the combined engine is the start mode.
Дня запуска двигателя необходимо подать сигнал на воспламенитель 17. Продукты его сгорания заполняют свободный объём камеры РДТТ. При повышении давления в камере выше минимального давления устойчивого горения и достижении температуры воспламенения твердотопливного заряда 15 происходит его воспламенение. После вышибания заглушки совместно с воспламенителем 17 происходит истечение продуктов сгорания, в результате чего создаётся тяга. При достижении ЛА скорости полёта ...3 и более и после полного сгорания твердотопливного заряда происходит переход работы комбинированного двигателя на маршевый режим работы.On the day the engine starts, it is necessary to apply a signal to the igniter 17. The products of its combustion fill the free volume of the solid propellant chamber. With increasing pressure in the chamber above the minimum pressure of stable combustion and reaching the ignition temperature of the solid fuel charge 15, it ignites. After knocking out the plugs together with the igniter 17, the expiration of combustion products occurs, resulting in a thrust. When the aircraft reaches a flight speed of ... 3 or more, and after complete combustion of the solid fuel charge, the combined engine switches to marching operation.
При этом происходит открытие створок 9, после чего скоростным напором встречного воздуха РДТТ. свободно вложенный в несущий корпус, выбрасывается назад. В результате этого камера комбинированного двигателя, представляющая собой первый контур, удаляется и двигатель перестраивается на второй режим работы.When this occurs, the opening of the valves 9, after which the speed pressure of the oncoming air of the solid propellant rocket motor. loosely nested in a bearing housing, throws back. As a result of this, the chamber of the combined engine, which is the first circuit, is removed and the engine is tuned to the second mode of operation.
Второй режим работы комбинированного двигателя - совместный режим ПДДГ с эжекторным усилителем тяги.The second mode of operation of the combined engine is a joint PDDG mode with an ejector traction amplifier.
Исходное положение. ЛА находится в предстартовом положении. При этом створки 11 ПДДГ находятся в исходном (нейтральном) положении, передние створки 9 ПВРД подняты, а задние (выходные) - в исходном (нейтральном) положении. Выдвижной конус 8 в исходном (задвинутом) положении. Перед запуском двигателя детонационная камера ПДДГ первоначально заполняется рабочей смесью из системы подачи компонентов топлива 6. Происходит заполнение полости «б. По окончании ее заполнения система инициирования выдает детонационный импульс, под действием которого рабочая смесь детонирует. Образовавшаяся детонационная волна распространяется только в сторону выходного сопла. Распространению ее вперед препятствует система скачков уплотнений, образовавшаяся в результате взаимодействия детонационной волны с центральным телом 5. Детонационная волна, выходя из сопла ПДДГ, превращается в ударную волну, которая, направляясь к выходной части корпуса 10, создает на его входе разрежение. За счет возникающего эффекта эжекции создается дополнительная составляющая тяги.Starting position. The aircraft is in the prelaunch position. While the sash 11 PDDG are in the initial (neutral) position, the front sash 9 ramjets are raised, and the rear (output) - in the initial (neutral) position. Retractable cone 8 in the initial (retracted) position. Before starting the engine, the PDDG detonation chamber is initially filled with the working mixture from the fuel component supply system 6. The cavity “b. Upon completion of its filling, the initiation system generates a detonation pulse, under the action of which the working mixture detonates. The resulting detonation wave propagates only towards the outlet nozzle. Its forward propagation is hindered by a system of shock waves formed as a result of the interaction of the detonation wave with the central body 5. The detonation wave, leaving the PDDG nozzle, turns into a shock wave, which, directed to the output part of the housing 10, creates a vacuum at its entrance. Due to the arising effect of ejection, an additional component of the thrust is created.
также заполнения внутреннего объема корпуса 4 очередной порцией рабочей смеси. Далее процесс повторяется. При этом в детонационную камеру ПДДГ в качестве топлива подается только горючее, а в качестве окислителя используется воздух из окружающей среды.also filling the internal volume of the housing 4 with another portion of the working mixture. The process is then repeated. At the same time, only fuel is supplied to the PDDG detonation chamber as fuel, and air from the environment is used as an oxidizing agent.
Тяга комбинированного двигателя на первом режиме его работы создается за счет взаимодействия детонационной волны с центральным телом, за счет истечения продуктов детонации через сопло и за счет эжектирующего эффекта, возникающего на входе в ПВРД. За счет создавшейся тяги ЛА трогается с места.The thrust of the combined engine in the first mode of its operation is created due to the interaction of the detonation wave with the central body, due to the outflow of detonation products through the nozzle and due to the ejection effect arising at the entrance to the ramjet. Due to the created traction, the aircraft moves away.
Третий режим работы комбинированного 1П1ДГ - совместный режим ПДДГ и ПВРД. Данный режим осуществляется в процессе полета ЛА до скоростей .The third mode of operation of the combined 1P1DG is the joint regime of PDDG and ramjet. This mode is carried out during the flight of the aircraft to speeds.
Исходное положение. ЛА находится в полете на траектории. При этом створки 9 ПДДГ прикрыты, а выдвижной конус 8 выдвинут настолько, что обеспечивается заданный режим работы. ПДДГ.Starting position. The aircraft is in flight on a trajectory. In this case, the sash 9 PDDG are covered, and the retractable cone 8 is advanced so that it provides a given mode of operation. PDDG.
Передние и задние створки 11 ПВРД прикрыты. Передние створки обеспечивают заданный расход воздуха, а задние - требуемое значение площади критического сечения, образуемой между срезом сопла ПДДГ и створками 11.Front and rear wings 11 ramjets are covered. The front flaps provide a given air flow rate, and the rear flaps provide the required value of the critical section area formed between the exit section of the PDDG nozzle and the flaps 11.
Работает ПДДГ аналогично вышеописанному режиму. Компонентами топлива для ПВРД являются горючее из системы подачи бив качестве окислителя воздух окружающей среды.PDDG works similarly to the above mode. The components of fuel for ramjet engines are fuel from the supply system as the oxidizing agent of ambient air.
Запуску ПВРД предшествует процесс заполнения полости «а рабочей смесью. По мере ее заполнения подается команда на воспламенение. Как подача горючего, так и воспламенение рабочей смеси осуществляются элементами подачи компонентов топлива и их воспламенения 13. Тяга ПВРД создается за счет истечения продуктов сгорания из камеры сгорания.The ramjet launch is preceded by the process of filling the cavity with a working mixture. As it fills, an ignition command is issued. Both the supply of fuel and the ignition of the working mixture are carried out by the elements of the supply of fuel components and their ignition 13. The thrust ramjet is created due to the expiration of combustion products from the combustion chamber.
бинированным двигателем, складывается из тяг, создаваемых как ПДДГ, так и ПВРД.with a binocular engine, it consists of rods created by both PDDG and ramjet.
Четвёртый режим работы комбинированного двигателя - совместный режим ПДДГ и гиперзвукового прямоточного воздушно-реактнвного двигателя (ГПВРД). Данный режим осуществляется в процессе полета ЛА со скоростями .. .5.The fourth mode of operation of the combined engine is the combined regime of the PDDG and the hypersonic ramjet engine (GPVRD). This mode is carried out during the flight of the aircraft with speeds .. .5.
Исходное положение. ЛА находится в полете, при этом передние створки 11 ПВРД находятся в нейтральном положении, а задние - в открытом положении, что обеспечивает процесс сверхзвукового горения рабочей смеси в камере ПВРД и дальнейший разгон продуктов сгорания. Положение остальных подвижных частей соответствует второму режиму работы, но с настройкой их на заданный режим работы двигателя, соответствующий требуемой скорости полета ЛА.Starting position. The aircraft is in flight, while the front ramjet flaps 11 are in the neutral position and the rear flaps are in the open position, which ensures the process of supersonic combustion of the working mixture in the ramjet chamber and further acceleration of the combustion products. The position of the remaining moving parts corresponds to the second mode of operation, but with tuning them to a predetermined engine operation mode corresponding to the required flight speed of the aircraft.
Отличительной особенностью работы двигателя в данном режиме является то, что сверхзвуковой поток воздуха практически не тормозится в камере ПВРД, что обеспечивает в ней процесс сверхзвукового горения. Так как течение продуктов сгорания в ПВРД сверхзвуковое, то необходимость в создании критического сечения отпадает и в дальнейшем разгон продуктов сгорания осуществляется за счет увеличения площади поперечного сечения выходного канала сопла.A distinctive feature of the engine in this mode is that the supersonic air flow is practically not inhibited in the ramjet chamber, which ensures the supersonic combustion process in it. Since the flow of combustion products into the ramjet is supersonic, there is no need to create a critical section, and further acceleration of the combustion products is carried out by increasing the cross-sectional area of the outlet channel of the nozzle.
Общая тяга комбинированного двигателя складывается из тяги ПДДГ и ГПВРД, однако, основную составляющую создает ГПВРД.The total thrust of the combined engine is the sum of the thrust of the PDDG and the scramjet, however, the scramjet creates the main component.
Пятый режим работы комбинированного двигателя -двухконтурный двигатель детонационного горения. Данный режим работы используется в процессе полета ЛА со скоростями . При этом ГПВРД начинает работать в режиме ПДДГ. Для этого выдвижной конус 8 занимает такое положение и форму, что бы скорость потока рабочей смеси в детонационные, камеры равнялась скорости распространения детонационной волны. Компонентами топлива являются кислород, выделяющийся из воздуха, и поступающий в воздухозаборники за счет скоростного напора и горючее любого агрегатного состояния, но перед подачей в камеру смешения переведенногоThe fifth mode of operation of the combined engine is a dual-circuit detonation combustion engine. This mode of operation is used during the flight of an aircraft with speeds. In this case, the scramjet begins to work in the regime of SDG. For this, the retractable cone 8 occupies such a position and shape that the velocity of the flow of the working mixture into detonation chambers is equal to the velocity of propagation of the detonation wave. The components of the fuel are oxygen released from the air, and entering the air intakes due to the pressure head and fuel of any aggregate state, but before being transferred to the mixing chamber
Шо JM weSho jm we
в газообразное состояние и способного детонировать. Подача его осуществляется как за счет системы подачи, размещенного Б конусе и в корпусе, так и за счет эффекта эжекции.into a gaseous state and capable of detonating. Its supply is carried out both due to the feed system, placed B cone and in the housing, and due to the ejection effect.
Весь процесс смешения можно условно разделить на два участка: начальный и основной. Соответствующие участки будет иметь и смесительная камера.The whole mixing process can be divided into two sections: initial and main. The mixing sections will also have corresponding sections.
На начальном участке камеры смешения горючее в виде эжектируемого газа непрерывно захватывается высокоскоростной струей воздуха и увлекается ее в зону смешения Это течение с известным приближением можно уподобить турбулентной струе, движущейся в смутном потоке. Ввиду наличия поперечных пульсационных компонентов скорости, свойственных турбулентному течению, потоки внедряются в друг друга, образуя постепенно расширяющуюся зону смешения - пограничный слой струи рабочей смеси. В пределах пограничного слоя происходит первоначальное образование рабочей смеси и плавно изменение ее параметров. Вне пограничного слоя начального участка суеси.ельной камеры имеются невозмущенные потоки эжектируемой и эжектирующей составляющих рабочей смеси.In the initial section of the mixing chamber, fuel in the form of an ejected gas is continuously captured by a high-speed jet of air and carried away into the mixing zone. This flow with a known approximation can be likened to a turbulent jet moving in a turbid stream. Due to the presence of transverse pulsating velocity components characteristic of a turbulent flow, flows are introduced into each other, forming a gradually expanding mixing zone - the boundary layer of the jet of the working mixture. Within the boundary layer, the initial formation of the working mixture occurs and its parameters gradually change. Outside the boundary layer of the initial section of the suprasensory chamber, there are unperturbed flows of the ejected and ejected components of the working mixture.
В основной части смесительной камеры происходит окончательное образование однородной рабочей смеси и исчезновение зон невозмущенного течения ее составляющих Протяженность этой зоны зависит от конфнаурации и размеров конуса, их соотношения по отношению к размерам воздухозаборника, скорости полета, организации системы подачи и т.д. Из литературных источников следует, что относительная длина камеры смешения ПВРД составляет 8-10.In the main part of the mixing chamber, the homogeneous working mixture is finally formed and the zones of undisturbed flow of its components disappear. The length of this zone depends on the configuration and size of the cone, their ratio with respect to the size of the air intake, flight speed, organization of the feed system, etc. From literature it follows that the relative length of the ramjet mixing chamber is 8-10.
Назовем сечение камеры двигателя, в котором закончилось выравнивание параметров рабочей смеси, как по потоку, так и по перечному сечению камеры «граничным сечением. На расстоянии ...3 от граничного сечения устанавливается инициатор.Let us call the cross section of the engine chamber, in which the alignment of the working mixture parameters ended, both in the flow and in the cross section of the chamber, “boundary section. At a distance of ... 3 from the boundary section, the initiator is installed.
fawJiUe «сfawJiUe 's
направлениям, где находится рабочая смесь. При этом ее осевая составляющая направлена в сторон i-v.E}Ca. л другая составляющая в сторону сопловой части камеры двигателяdirections where the mixture is located. Moreover, its axial component is directed to the sides i-v.E} Ca. l other component towards the nozzle part of the engine chamber
В связи с тем, что скорое и перемещения детонационной волны и потока рабочей смеси примерно равны и направлены навстречу друг другу, образуется стоячая детонационная волна, которая делит камеру двигателя на две части: смесительную и детонационную камеры. В зависимости от параметров скоростного потока стоячая детонационная волна может несколько перемещаться по оси камеры двигателя: вперед на ...3 до граничного слоя и назад на ...3 до расширяющейся части камеры двигателя.Due to the fact that the fast and the movement of the detonation wave and the flow of the working mixture are approximately equal and directed towards each other, a standing detonation wave is formed, which divides the engine chamber into two parts: mixing and detonation chambers. Depending on the velocity flow parameters, the standing detonation wave can move somewhat along the axis of the engine chamber: forward by ... 3 to the boundary layer and backward by ... 3 to the expanding part of the engine chamber.
Данный режим работы используется в процессе полета ЛА с максимальной скоростью полета ().This mode of operation is used during the flight of an aircraft with a maximum flight speed ().
Шестой режим работы комбинированного двшателя - двухконтурный ПДДГ. Данный режим работы используется в процессе полета ЛА в разреженных слоях атмосферы или в космическом пространстве.The sixth mode of operation of the combined dvitel is a dual-circuit PDDG. This mode of operation is used during the flight of an aircraft in rarefied layers of the atmosphere or in outer space.
Исходное, положение. ЛА находится в полете в разреженных слоях атмосферы или в космическом пространстве При этом створки 9 ППДГ закрыты полностью, выдвижной конус 8 находится в исходном положении, передние створки И ПВРД закрыты, а задние - открыты, что образует второй контур ПДДГ. Двухкомпонентная рабочая смесь, состоящая как из горючего, так и из окислителя заполняет полости «а, «б и «в двигателя с помощью системы подачи компоненюв 6 По мере их заполнения от системы инициирования по команде системы управления двигателем поступает детонационный импульс. Рабочая смесь, находящаяся в полости «б, детонирует Образовавшаяся детонационная волна начинает распространяться в сторону сопла ПДДГ. Кроме того, она через специальные окна, выполненные в корпусе 4, распространяется во второй контур ПДДГ (полость «в ПВРД) и вызывает в нем детонацию рабочей смеси Образовавшаяся детонационная волна устремляется в сторону сопла ПВРД. В дальнейшем процесс повторяется вновь с частотой, задаваемой системой управления двшаi еле ад.Starting position. The aircraft is in flight in rarefied atmospheric layers or in outer space.At the same time, the leaflets 9 of the SPDG are completely closed, the retractable cone 8 is in the initial position, the front shutters AND ramjets are closed, and the rear ones are open, which forms the second contour of the PDG. A two-component working mixture, consisting of both fuel and oxidizer, fills the cavities a, b, and b into the engine using the component supply system 6 As they are filled from the initiation system, a detonation pulse is supplied from the engine control system. The working mixture located in cavity b detonates. The resulting detonation wave begins to propagate towards the PDDH nozzle. In addition, through special windows made in the housing 4, it propagates into the second circuit of the PDDG (cavity “in the ramjet”) and causes detonation of the working mixture in it. The resulting detonation wave rushes towards the ramjet nozzle. In the future, the process is repeated again with a frequency specified by the control system of two bare hells.
Тяга комбинированного двигателя создается как за счет взаимодействия детонационных волн с закрытыми створками 9 и 11, гак и за счет истечения продуктов детонации через выходные сопла обоих контуров.The thrust of the combined engine is created both due to the interaction of detonation waves with closed flaps 9 and 11, and due to the outflow of detonation products through the outlet nozzles of both circuits.
Предложенная конструктивная схема комбинированного двигателя даст возможность для разработки в следующем столетии как нового пилотируемого транспортно-космического и аэрокосмического летательных аппаратов, так и новых видов оружия.The proposed design of the combined engine will provide an opportunity for the development in the next century of both a new manned transport-space and aerospace aircraft, and new types of weapons.
Предложенная схема позволит расширить диапазон изменения скорости летательного аппарата, начиная ог дозвуковых ее значений и кончая максимально возможными на различных высотах ее полета.The proposed scheme will expand the range of changes in the speed of the aircraft, starting with its subsonic values and ending with the maximum possible at various altitudes of its flight.
Конструктивное выполнение различных типов двигателей в едином устройстве позволяет значительно улучшить массовые и геометрические характеристики летательных аппаратов по сравнению с автономным их использованием. Кроме гого, для пульсирующих двигателей детонационного горения характерны малые расходы компонентов топлива и низкие, давления их подачи в детонационную камеру, простота конструкции и отсутствие подвижных частей, высокая экономичность и сложность обнаружения летательного аппарата средствами ПВО и ПРО. Данный тип двигателя работает на всей траектории полета и может использовать такие компоненты топлива, которые имеют широкую, разнообразную и дешевую сырьевую базу.The constructive implementation of various types of engines in a single device can significantly improve the mass and geometric characteristics of aircraft compared to their autonomous use. In addition, pulsating detonation combustion engines are characterized by low consumption of fuel components and low, pressures of their supply to the detonation chamber, simplicity of design and the absence of moving parts, high efficiency and difficulty in detecting an aircraft by air defense and missile defense. This type of engine works on the entire flight path and can use such fuel components that have a wide, diverse and cheap raw material base.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2000120440/20U RU16613U1 (en) | 2000-08-01 | 2000-08-01 | COMBINED ENGINE FOR AIRCRAFT |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2000120440/20U RU16613U1 (en) | 2000-08-01 | 2000-08-01 | COMBINED ENGINE FOR AIRCRAFT |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU16613U1 true RU16613U1 (en) | 2001-01-20 |
Family
ID=48277001
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2000120440/20U RU16613U1 (en) | 2000-08-01 | 2000-08-01 | COMBINED ENGINE FOR AIRCRAFT |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU16613U1 (en) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN114320609A (en) * | 2022-03-03 | 2022-04-12 | 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 | Fuel injection device of hypersonic-speed and scramjet engine |
-
2000
- 2000-08-01 RU RU2000120440/20U patent/RU16613U1/en active
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN114320609A (en) * | 2022-03-03 | 2022-04-12 | 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 | Fuel injection device of hypersonic-speed and scramjet engine |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US6668542B2 (en) | Pulse detonation bypass engine propulsion pod | |
US7762077B2 (en) | Single-stage hypersonic vehicle featuring advanced swirl combustion | |
US4726279A (en) | Wake stabilized supersonic combustion ram cannon | |
US6347509B1 (en) | Pulsed detonation engine with ejector bypass | |
US7669406B2 (en) | Compact, low pressure-drop shock-driven combustor and rocket booster, pulse detonation based supersonic propulsion system employing the same | |
US4722261A (en) | Extendable ram cannon | |
US20140196460A1 (en) | Ramjet including a detonation chamber and aircraft comprising such a ramjet | |
US6857261B2 (en) | Multi-mode pulsed detonation propulsion system | |
IL82200A (en) | Method and apparatus for launching a projectile at hypersonic velocity | |
US7685806B2 (en) | Method and apparatus for supersonic and shock noise reduction in aircraft engines using pneumatic corrugations | |
US20140338348A1 (en) | Rotary pulse detonation engine | |
RU2142058C1 (en) | Detonation combustion pulse-jet engine | |
US5513571A (en) | Airbreathing propulsion assisted gun-launched projectiles | |
US6981364B2 (en) | Combine engine for single-stage spacecraft | |
CN113153577B (en) | Multistage rotary detonation rocket stamping combined engine | |
US3545211A (en) | Resonant pulse rocket | |
RU16613U1 (en) | COMBINED ENGINE FOR AIRCRAFT | |
US3533239A (en) | Combined pulse jet and variable ram jet engine | |
RU2538645C1 (en) | Method of extending area of applicability of coned-bore rocket and coned-bore rocket implementing method | |
CN106640421B (en) | A kind of pulse-knocking engine of side exhaust | |
RU2529935C1 (en) | Hypersonic ramjet engine and concept of combustion | |
US5317866A (en) | Free-flying tubular vehicle | |
Jindal | Pulse Detonation Engine-A Next Gen Propulsion | |
US2377247A (en) | Method and means for direct propulsion of aircraft or the like | |
US20050279083A1 (en) | Folded detonation initiator for constant volume combustion device |