RU180227U1 - Combined three-mode jet engine - Google Patents
Combined three-mode jet engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU180227U1 RU180227U1 RU2017138319U RU2017138319U RU180227U1 RU 180227 U1 RU180227 U1 RU 180227U1 RU 2017138319 U RU2017138319 U RU 2017138319U RU 2017138319 U RU2017138319 U RU 2017138319U RU 180227 U1 RU180227 U1 RU 180227U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- mixing chamber
- combustion chamber
- engine
- combined
- chamber
- Prior art date
Links
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims abstract description 32
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims abstract description 14
- 239000007788 liquid Substances 0.000 claims abstract description 7
- 239000000203 mixture Substances 0.000 claims abstract description 4
- 239000012530 fluid Substances 0.000 claims abstract description 3
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 claims abstract 2
- 230000000903 blocking effect Effects 0.000 abstract description 2
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 5
- 239000004449 solid propellant Substances 0.000 description 5
- JTJMJGYZQZDUJJ-UHFFFAOYSA-N phencyclidine Chemical compound C1CCCCN1C1(C=2C=CC=CC=2)CCCCC1 JTJMJGYZQZDUJJ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 3
- 239000002760 rocket fuel Substances 0.000 description 3
- 239000007787 solid Substances 0.000 description 3
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 2
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 2
- 239000007800 oxidant agent Substances 0.000 description 2
- QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N atomic oxygen Chemical compound [O] QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000001704 evaporation Methods 0.000 description 1
- 230000008020 evaporation Effects 0.000 description 1
- 230000010006 flight Effects 0.000 description 1
- 239000001301 oxygen Substances 0.000 description 1
- 229910052760 oxygen Inorganic materials 0.000 description 1
- 230000035485 pulse pressure Effects 0.000 description 1
- 239000005437 stratosphere Substances 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K7/00—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof
- F02K7/10—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof characterised by having ram-action compression, i.e. aero-thermo-dynamic-ducts or ram-jet engines
- F02K7/18—Composite ram-jet/rocket engines
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)
Abstract
Комбинированный трехрежимный реактивный двигатель содержит камеру сгорания, форсунки, запальное устройство и выходное сопло Лаваля. Комбинированный трехрежимный реактивный двигатель снабжен центральной камерой смешивания в виде эллиптического параболоида и охватывающей ее наружной камерой смешивания в виде торообразного тела с параболическим поперечным сечением, переходящей в цилиндрическую камеру сгорания, сопряженную через разъем с соплом Лаваля. Центральная камера смешивания выполнена с двойной стенкой с образованием между стенками газогенерирующей полости для преобразования жидкого горючего в парогазовую смесь. В центральной камере смешивания помещено запальное устройство. В полости наружной камеры смешивания размещены форсунки для выброса топлива на стенки камеры сгорания. Между центральной камерой смешивания и наружной камерой смешивания установлены заслонки для поступления воздуха и перекрытия перетока рабочего тела во встречном направлении. Задачей полезной модели является создание двигателя, способного обеспечить эффективную тягу и на взлете, и при полете в атмосфере, и в ближнем космосе. 1 ил.The combined three-mode jet engine contains a combustion chamber, nozzles, an ignition device and an output Laval nozzle. The combined three-mode jet engine is equipped with a central mixing chamber in the form of an elliptical paraboloid and an external mixing chamber enclosing it in the form of a toroidal body with a parabolic cross-section, passing into a cylindrical combustion chamber, coupled through a connector with a Laval nozzle. The central mixing chamber is made with a double wall with the formation of a gas-generating cavity between the walls to convert liquid fuel into a gas-vapor mixture. An ignition device is placed in the central mixing chamber. Nozzles are placed in the cavity of the external mixing chamber for ejecting fuel onto the walls of the combustion chamber. Between the central mixing chamber and the external mixing chamber, dampers are installed for air intake and for blocking the flow of the working fluid in the opposite direction. The objective of the utility model is to create an engine capable of providing effective thrust both on takeoff and during flight in the atmosphere and in near space. 1 ill.
Description
Полезная модель относится к авиационной и ракетной технике, а именно к комбинированным прямоточным воздушно-реактивным двигателям (ПВРД), и может быть использована на скоростных и высотных воздушных летательных аппаратах.The utility model relates to aviation and rocket technology, namely to combined ramjet engines (ramjet), and can be used on high-speed and high-altitude airborne vehicles.
Для оценки новизны заявленного решения рассмотрим ряд известных технических средств аналогичного назначения, характеризуемых совокупностью сходных с заявленным устройством признаков.To assess the novelty of the claimed solution, we consider a number of well-known technical devices of a similar purpose, characterized by a combination of features similar to the claimed device.
Известна комбинированная силовая установка по патенту РФ №148094, содержащая основной модуль, выполненный в виде турбореактивного двухконтурного двигателя, включающий компрессор, турбину, стойку и сопло с центральным телом, и дополнительный модуль, установленный во втором контуре основного модуля и выполненный в виде турбореактивного двигателя, включающий компрессор, турбину, стойку, эжекторное сопло с центральным телом, отличающаяся тем, что стойки основного и дополнительного модулей снабжены каналами отбора воздуха из компрессоров, соединенными с каналами подвода воздуха, выполненными в центральных телах, видимые со стороны сопла поверхности которых образованы двойными стенками, наружные из которых перфорированы, а полости между стенками сообщены с каналами подвода воздуха, при этом центральные тела своими расширяющимися частями полностью перекрывают турбины со стороны сопл.Known combined power plant according to the patent of the Russian Federation No. 148094, containing a main module made in the form of a turbojet bypass engine, including a compressor, a turbine, a rack and a nozzle with a central body, and an additional module installed in the second circuit of the main module and made in the form of a turbojet engine, comprising a compressor, a turbine, a rack, an ejector nozzle with a central body, characterized in that the racks of the main and additional modules are equipped with air intake channels from the compressors, with Unification with air inlet channels made in the central bodies visible from the nozzle surfaces are formed double-walled, the outer of which is perforated, and the cavities between the walls in communication with the air inlet channels, wherein the central body for its flared portions completely cover the turbine from the nozzles.
Известен комбинированный ПВРД по патенту РФ №2015390, содержащий корпус, маршевый двигатель, воздухозаборное устройство, оснащенное заглушками, сопло и выходную камеру сгорания, в которой размещен разгонный двигатель. Недостатками известной конструкции являются длина камеры сгорания, сопоставимая с длиной разгонного двигателя, которая недостаточна для обеспечения полноты реализации энергетического ресурса топлива маршевого двигателя, а также нерациональное использование объема выходной камеры сгорания вокруг разгонного двигателя, который частично заполнен теплозащитными экранами, что увеличивает пассивный вес конструкции.Known combined ramjet engine according to the patent of the Russian Federation No. 2015390, containing a housing, a marching engine, an air intake device equipped with plugs, a nozzle and an output combustion chamber in which the accelerating engine is located. The disadvantages of the known design are the length of the combustion chamber, comparable with the length of the booster engine, which is insufficient to ensure the full realization of the energy resource of the fuel of the main engine, as well as the irrational use of the volume of the output combustion chamber around the booster engine, which is partially filled with heat shields, which increases the passive weight of the structure.
Известен комбинированный воздушно-реактивный двигатель по патенту РФ №2446304, который состоит из входного устройства, компрессора с приводом, газовой турбины, камеры сгорания, системы внутреннего воздушного охлаждения, заборного и выпускного устройства, подвода и отвода охлаждающего воздуха с проточной частью двигателя перед входом в компрессор.Known combined jet engine according to the patent of the Russian Federation No. 2446304, which consists of an input device, a compressor with a drive, a gas turbine, a combustion chamber, an internal air cooling system, an intake and exhaust device, an intake and exhaust of cooling air with the engine running part before entering compressor.
Известен комбинированный воздушно-реактивный двигатель по патенту СССР №1747730, содержащий внутренний компрессорный и внешний прямоточный контуры с профилированным входным устройством, камеры сгорания, компрессор, турбину, теплообменник с отдельными входными патрубками с отбором воздуха по окружности в чередующем порядке с выходными отверстиями внешнего прямоточного контура по каналам. Общим недостатком вышеуказанных двигателей является их конструктивная сложность.A combined jet engine according to USSR patent No. 1747730 is known, comprising an internal compressor and an external once-through circuits with a profiled input device, a combustion chamber, a compressor, a turbine, a heat exchanger with separate inlet pipes with circular air intake in alternating order with the openings of the external direct-flow circuit through the channels. A common disadvantage of the above engines is their structural complexity.
Известен комбинированный воздушно реактивный двигатель по патенту РФ №2626278, содержащий газотурбинный двигатель, камеры сгорания, компрессор, турбину, реактивное сопло, отличающийся тем, что он содержит компрессор, газотурбинный двигатель, за которым расположены компрессорная и вокруг нее прямоточная камеры сгорания с реактивными соплами. Работа устройства следует раскручиванием вала с роторами компрессора и газотурбинного двигателя, который включается в работу, используя часть воздушного потока от лопаток через заборное устройство, а другая воздушная масса по каналу поступает в камеру сгорания, рабочие продукты которой при выходе из сопла создают реактивную тягу двигателя, а при определенной скорости открываются створки и включается в работу прямоточная камера сгорания, увеличивая его тягу.Known combined air-jet engine according to the patent of the Russian Federation No. 2626278, containing a gas turbine engine, combustion chambers, compressor, turbine, jet nozzle, characterized in that it contains a compressor, gas turbine engine, behind which there is a compressor and around it a direct-flow combustion chamber with jet nozzles. The operation of the device follows the unwinding of the shaft with the rotors of the compressor and the gas turbine engine, which is switched on using part of the air flow from the blades through the intake device, and the other air mass enters the combustion chamber through the channel, the working products of which, when exiting the nozzle, create jet thrust of the engine, and at a certain speed, the valves open and the direct-flow combustion chamber is switched on, increasing its traction.
Недостатком данного устройства является сложность и дороговизна компрессоров.The disadvantage of this device is the complexity and high cost of compressors.
Известен комбинированный прямоточный воздушно-реактивный двигатель по патенту РФ №2621588, содержащий маршевый и скрепленный с ним разгонный двигатель из твердого ракетного топлива, воздухозаборное устройство, оснащенное заглушками, сопло и камеру сгорания.Known combined ramjet engine according to the patent of the Russian Federation No. 2621588, containing a marching and fastened with it an accelerating engine of solid rocket fuel, an air intake device equipped with plugs, a nozzle and a combustion chamber.
Известен комбинированный прямоточный воздушно-реактивный двигатель по патенту РФ №2621588, содержащий маршевый и скрепленный с ним разгонный двигатель, воздухозаборное устройство, оснащенное заглушками, сопло и камеру сгорания, в корпусе которой размещен элемент, центрирующий разгонный двигатель, который характеризуется тем, что корпус камеры сгорания оснащен наружной коаксиальной оболочкой, скрепленной с соплом и выполненной с возможностью перемещения назад по полету, фиксации в выдвинутом положении относительно корпуса камеры сгорания, при этом зона фиксации снабжена уплотнением, корпус камеры сгорания и оболочка соединены между собой разрушаемым средством крепления, корпус разгонного двигателя снабжен выступами, выполненными с возможностью изменения их формы при силовом контакте с соплом, а центрирующий элемент выполнен из твердого ракетного топлива с каналами для прохода выступов.Known combined ramjet engine according to the patent of the Russian Federation No. 2621588, containing a marching and fastened accelerating engine, an air intake device equipped with plugs, a nozzle and a combustion chamber, in the housing of which there is an element that centers the accelerating engine, which is characterized by the fact that the camera housing the combustion is equipped with an external coaxial shell, fastened to the nozzle and made with the possibility of moving backwards in flight, fixing in an extended position relative to the housing of the combustion chamber ii, the fixation zone is provided with a seal, the combustion chamber housing and the shell are interconnected by a destructible fastening means, the acceleration engine housing is provided with protrusions configured to change their shape upon force contact with the nozzle, and the centering element is made of solid rocket fuel with channels for passage ledges.
Данное техническое решение, как наиболее близкое к заявленному по техническому существу и достигаемому результату, принято в качестве его прототипа.This technical solution, as the closest to the declared technical essence and the achieved result, was adopted as its prototype.
К недостаткам этого технического решения относится ограниченная область применения только для полетов в атмосфере и неработоспособность двигателя при маневрировании на малых скоростях и при посадке.The disadvantages of this technical solution include the limited scope only for flights in the atmosphere and the inoperability of the engine when maneuvering at low speeds and during landing.
Задачей полезной модели является создание двигателя способного обеспечить эффективную тягу и на взлете, и при полете в атмосфере, и в ближнем космосе.The objective of the utility model is to create an engine capable of providing effective thrust both on takeoff and during flight in the atmosphere and in near space.
Сущность заявленного технического решения выражается в следующей совокупности существенных признаков, достаточной для достижения указанного выше обеспечиваемого изобретением технического результата.The essence of the claimed technical solution is expressed in the following set of essential features, sufficient to achieve the above technical result provided by the invention.
Согласно полезной модели комбинированный трехрежимный реактивный двигатель, включающий камеру сгорания, форсунки, запальное устройство и выходное сопло Лаваля, характеризующийся тем, что он снабжен центральной камерой смешивания в виде эллиптического параболоида и охватывающей ее наружной камерой смешивания в виде торообразного тела с параболическим поперечным сечением переходящей в цилиндрическую камеру сгорания, сопряженную через разъем с соплом Лаваля, при этом центральная камера смешивания выполнена с двойной стенкой с образованием между стенками газогенерирующей полости для преобразования жидкого горючего в парогазовую смесь, при этом в центральной камере смешивания помещено запальное устройство, в полости наружной камеры смешивания размещены форсунки для выброса топлива на стенки камеры сгорания, а между центральной камерой смешивания и наружной камерой смешивания установлены заслонки для поступления воздуха и перекрытия перетока рабочего тела во встречном направлении.According to a utility model, a combined three-mode jet engine including a combustion chamber, nozzles, an ignition device and an Laval output nozzle, characterized in that it is equipped with a central mixing chamber in the form of an elliptical paraboloid and an external mixing chamber enclosing it in the form of a toroidal body with a parabolic cross-section passing into a cylindrical combustion chamber, coupled through a connector with a Laval nozzle, while the Central mixing chamber is made with a double wall with an image between the walls of the gas-generating cavity for converting liquid fuel into a vapor-gas mixture, while the ignition device is placed in the central mixing chamber, nozzles are placed in the cavity of the external mixing chamber for ejecting fuel onto the walls of the combustion chamber, and dampers are installed between the central mixing chamber and the outer mixing chamber air intake and blocking the flow of the working fluid in the opposite direction.
Заявленная совокупность существенных признаков обеспечивает достижение технического результата, который заключается в том, что заявленный комбинированный реактивный двигатель имеет возможность осуществлять три режима работы: взлетный режим «по тревоге» по типу ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ), воздушный режим для полета в атмосфере по типу прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ПВРД) и ракетный режим для маневрирования, в т.ч. на малых скоростях, и полета в ближнем космосе по типу жидкостного ракетного двигателя (ЖРД).The claimed combination of essential features ensures the achievement of a technical result, which consists in the fact that the claimed combined jet engine has the ability to carry out three operating modes: take-off mode "on alert" as a solid propellant rocket engine (RDTT), air mode for flying in the atmosphere by type ramjet engine and ramjet for maneuvering, including at low speeds, and flight in near space as a liquid rocket engine (LRE).
Сущность заявляемого технического решения поясняется чертежом, на котором представлен продольный разрез по заявленному двигателю.The essence of the claimed technical solution is illustrated by the drawing, which shows a longitudinal section through the claimed engine.
На чертеже позициями обозначены:In the drawing, the positions indicated:
1 - сопло Лаваля,1 - Laval nozzle,
2 - цилиндрическая камера сгорания2 - cylindrical combustion chamber
3 - наружная торообразная камера смешивания,3 - external toroidal mixing chamber,
4 - форсунки для выброса топлива,4 - nozzles for fuel discharge,
5 - воздухозаборник,5 - air intake
6 - центральная камера смешивания горючей смеси,6 - the Central chamber for mixing the combustible mixture,
7 - запальное устройство7 - ignition device
8 - форсунка для выброса топлива на стенки камеры сгорания,8 - nozzle for ejecting fuel onto the walls of the combustion chamber,
9 - газогенерирующая полость,9 - gas-generating cavity,
10 - турбулизатор,10 - turbulator,
11 -заслонка для поступления воздуха11 - damper for air intake
12 - твердое топливо,12 - solid fuel
13 - поверхность горения твердого топлива,13 - combustion surface of solid fuel,
14 - разъем между цилиндрической камерой сгорания и соплом Лаваля.14 - connector between the cylindrical combustion chamber and the Laval nozzle.
Заявленное устройство работает следующим образом.The claimed device operates as follows.
В цилиндрическую камеру сгорания 2 на режиме взлета и посадки помещают твердое ракетное топливо 12. Взлет и разгон летательного аппарата до скорости более 0,5 М осуществляют путем сжигания в цилиндрической камере сгорания 2 твердого топлива 12 в смеси с окислителем «до выгорания» с помощью запального устройства 7, т.е. осуществляют режим ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ).
На режиме полета в атмосфере двигатель преобразуют в прямоточный воздушно-реактивный двигатель. Полет в атмосфере на скорости от 0,5 М до 3,5 М осуществляют путем сжигания кислорода воздуха, поступающего через воздухозаборник 5, с парообразным горючим, полученным из жидкого в газоогенерирующей полости 9, и интенсивно перемешанным с помощью турбулизатора 10, при открытой заслонке 11 между центральной камерой смешивания 6 и наружной камерой смешивания 3 при импульсным повышении давления при испарении топлива на стенках камеры сгорания 2. Форсунки 4 при этом осуществляют выброс топлива на стенки камеры сгорания 2 для охлаждения их при испарении топлива и импульсного повышения давления в камере сгорания 2.In flight mode in the atmosphere, the engine is converted into a ramjet. Flying in the atmosphere at a speed of 0.5 M to 3.5 M is carried out by burning oxygen from the air entering through the
Маневрирование, в т.ч. на малых скоростях, и полет в стратосфере (ближнем космосе) осуществляют путем перевода двигателя в режим жидкостного ракетного двигателя (ЖРД), т.е. сжигания парообразного горючего, полученного из жидкого в газоогенерирующей полости 9, с бортовым окислителем, при этом заслонкой 11 перекрывают зазор между центральной камерой смешивания 6 и наружной камерой смешивания 3.Maneuvering, including at low speeds, and flight in the stratosphere (near space) is carried out by transferring the engine to the liquid rocket engine (LRE) mode, i.e. burning vaporous fuel obtained from liquid in the gas-generating
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017138319U RU180227U1 (en) | 2017-11-02 | 2017-11-02 | Combined three-mode jet engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017138319U RU180227U1 (en) | 2017-11-02 | 2017-11-02 | Combined three-mode jet engine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU180227U1 true RU180227U1 (en) | 2018-06-06 |
Family
ID=62561314
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2017138319U RU180227U1 (en) | 2017-11-02 | 2017-11-02 | Combined three-mode jet engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU180227U1 (en) |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3807169A (en) * | 1973-06-13 | 1974-04-30 | Us Air Force | Integral precombustor/ramburner assembly |
| RU1734442C (en) * | 1990-01-15 | 1995-01-27 | Казанский государственный технический университет им.А.Н.Туполева | Composite rocket engine |
| WO1998019063A1 (en) * | 1996-10-30 | 1998-05-07 | Aerospatiale Societe Nationale Industrielle | Sealing system for an air intake opening of a ram jet combustion chamber |
| FR2775499A1 (en) * | 1998-02-27 | 1999-09-03 | Aerospatiale | MIXED ENGINE CAPABLE OF IMPLEMENTING AT LEAST ONE STATOREACTOR MODE AND ONE SUPERSTATOREACTOR MODE |
| RU2195566C2 (en) * | 2000-02-21 | 2002-12-27 | Иркутский военный авиационный инженерный институт | Rocket ramjet engine |
| RU2014101385A (en) * | 2014-01-17 | 2015-07-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | HYBRID ROCKET AND RECTANOUS AIR-REACTIVE AEROSPACE ENGINE |
-
2017
- 2017-11-02 RU RU2017138319U patent/RU180227U1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3807169A (en) * | 1973-06-13 | 1974-04-30 | Us Air Force | Integral precombustor/ramburner assembly |
| RU1734442C (en) * | 1990-01-15 | 1995-01-27 | Казанский государственный технический университет им.А.Н.Туполева | Composite rocket engine |
| WO1998019063A1 (en) * | 1996-10-30 | 1998-05-07 | Aerospatiale Societe Nationale Industrielle | Sealing system for an air intake opening of a ram jet combustion chamber |
| FR2775499A1 (en) * | 1998-02-27 | 1999-09-03 | Aerospatiale | MIXED ENGINE CAPABLE OF IMPLEMENTING AT LEAST ONE STATOREACTOR MODE AND ONE SUPERSTATOREACTOR MODE |
| RU2195566C2 (en) * | 2000-02-21 | 2002-12-27 | Иркутский военный авиационный инженерный институт | Rocket ramjet engine |
| RU2014101385A (en) * | 2014-01-17 | 2015-07-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | HYBRID ROCKET AND RECTANOUS AIR-REACTIVE AEROSPACE ENGINE |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN109028146B (en) | Hybrid combustor assembly and method of operation | |
| US20140196460A1 (en) | Ramjet including a detonation chamber and aircraft comprising such a ramjet | |
| CN110107426B (en) | Cross-medium aircraft power device based on interstage combustion chamber and turbine water-air sharing | |
| CN110131074B (en) | Bipropellant air turbine rocket propulsion system | |
| CN112728585B (en) | System for rotary detonation combustion | |
| US6981364B2 (en) | Combine engine for single-stage spacecraft | |
| RU180227U1 (en) | Combined three-mode jet engine | |
| US2834181A (en) | Jet propulsion unit comprising pulse jet units having ejector tubes within a ramjet unit | |
| CN113864082B (en) | Aviation jet engine | |
| RU173530U1 (en) | Powerplant hypersonic aircraft | |
| RU163848U1 (en) | Pulsating Air-Jet Engine | |
| CN209469512U (en) | Jet flow single point crash engine with compression and combustion and axial symmetry aircraft and lifting body aircraft | |
| CN204877714U (en) | Aviation, space flight, navigation in mixed engine of an organic whole | |
| RU2338906C1 (en) | Gas turbine engine | |
| RU2704503C1 (en) | Transformable rocket-air jet detonation combustion engine (versions) | |
| CN208252231U (en) | A kind of double duct mixing exhaust fanjets of novel microminiature | |
| CN208310918U (en) | A kind of solid-rocket injection type engine for target drone power | |
| RU2808674C1 (en) | Straight-through pulsating jet engine with gas-dynamic diodes | |
| RU2665760C1 (en) | Method of increasing a reactive thrust in a turboreactive two-circuit engine and a turboreactive two-concurrent engine for its implementation | |
| RU2799263C1 (en) | Integrated direct-flow air-jet engine | |
| RU2470834C1 (en) | Aircraft | |
| CN104963788A (en) | Hybrid engine applicable for aviation, spaceflight and navigation | |
| RU184207U1 (en) | RESONANT AIR-REACTIVE ENGINE | |
| US3780530A (en) | Combustion chamber | |
| US4916896A (en) | Multiple propulsion with quatro vectorial direction system |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM9K | Utility model has become invalid (non-payment of fees) |
Effective date: 20201103 |