RU184207U1 - RESONANT AIR-REACTIVE ENGINE - Google Patents
RESONANT AIR-REACTIVE ENGINE Download PDFInfo
- Publication number
- RU184207U1 RU184207U1 RU2018107457U RU2018107457U RU184207U1 RU 184207 U1 RU184207 U1 RU 184207U1 RU 2018107457 U RU2018107457 U RU 2018107457U RU 2018107457 U RU2018107457 U RU 2018107457U RU 184207 U1 RU184207 U1 RU 184207U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- combustion chamber
- zone
- engine
- nozzle
- helmholtz resonator
- Prior art date
Links
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims abstract description 42
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims abstract description 17
- 239000007800 oxidant agent Substances 0.000 claims abstract description 10
- 239000000463 material Substances 0.000 claims abstract description 8
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 claims abstract description 3
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims abstract description 3
- 238000004804 winding Methods 0.000 claims description 3
- 239000002131 composite material Substances 0.000 claims description 2
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 abstract description 2
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 5
- MWUXSHHQAYIFBG-UHFFFAOYSA-N nitrogen oxide Inorganic materials O=[N] MWUXSHHQAYIFBG-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 3
- UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N Hydrogen Chemical compound [H][H] UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 239000001257 hydrogen Substances 0.000 description 2
- 229910052739 hydrogen Inorganic materials 0.000 description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 description 2
- OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N Carbon Chemical compound [C] OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 102000010410 Nogo Proteins Human genes 0.000 description 1
- 108010077641 Nogo Proteins Proteins 0.000 description 1
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 1
- 230000000712 assembly Effects 0.000 description 1
- 238000000429 assembly Methods 0.000 description 1
- QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N atomic oxygen Chemical compound [O] QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910052799 carbon Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000003912 environmental pollution Methods 0.000 description 1
- 229930195733 hydrocarbon Natural products 0.000 description 1
- 150000002430 hydrocarbons Chemical class 0.000 description 1
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 230000001590 oxidative effect Effects 0.000 description 1
- 239000001301 oxygen Substances 0.000 description 1
- 229910052760 oxygen Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000011148 porous material Substances 0.000 description 1
- 239000004071 soot 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
- F02K7/02—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 the jet being intermittent, i.e. pulse-jet
- F02K7/04—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 the jet being intermittent, i.e. pulse-jet with resonant combustion chambers
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Fuel-Injection Apparatus (AREA)
Abstract
Полезная модель относится к авиационной и ракетной технике, а именно к воздушно-реактивным двигателям, и может быть использована для малошумных, высокоскоростных летательных аппаратов, с улучшенной экологией, преимущественно, беспилотных. .Резонансный воздушно-реактивный двигатель, включает размещенные внутри звукопоглощающей оболочки двигателя камеру сгорания, систему подачи топлива и систему зажигания. Двигатель также снабжен последовательно размещенными электрическим мотор-генератором и компрессором, установленными перед камерой сгорания. Камера сгорания выполнена двухзонной из проницаемого для окислителя воздуха материала с последовательным расположением зон горения. Первая зона камеры сгорания выполнена в виде резонатора Гельмгольца с дозвуковым соплом, а вторая зона выполнена в виде сопла Лаваля. Сопло резонатора Гельмгольца и критическое сечение сопла Лаваля размещены друг относительно друга с образованием эжектора для интенсивного охлаждения камеры сгорания. Полезная модель направлена на создание дешевого, экономичного, конструктивно простого, надежного двигателя с пониженным уровнем шума и вредных выбросов. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.The utility model relates to aviation and rocket technology, namely to jet engines, and can be used for low-noise, high-speed aircraft, with improved ecology, mainly unmanned aerial vehicles. The resonant jet engine includes a combustion chamber, a fuel supply system and an ignition system located inside the sound-absorbing shell of the engine. The engine is also equipped with a sequentially placed electric motor generator and compressor installed in front of the combustion chamber. The combustion chamber is made of dual-zone material permeable to an oxidizing agent of air with a sequential arrangement of combustion zones. The first zone of the combustion chamber is made in the form of a Helmholtz resonator with a subsonic nozzle, and the second zone is made in the form of a Laval nozzle. The Helmholtz resonator nozzle and the critical section of the Laval nozzle are placed relative to each other with the formation of an ejector for intensive cooling of the combustion chamber. The utility model is aimed at creating a cheap, economical, structurally simple, reliable engine with low noise and harmful emissions. 2 s.p. f-ly, 1 ill.
Description
Полезная модель относится к авиационной и ракетной технике, а именно к воздушно-реактивным двигателям (ВРД), и может быть использована на скоростных беспилотных и пилотируемых летательных аппаратах.The utility model relates to aviation and rocket technology, namely to jet engines (WF), and can be used on high-speed unmanned and manned aircraft.
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.
Известен пульсирующий воздушно-реактивный двигатель по патенту РФ №163847, включающий камеру сгорания, форсунку для топлива и запальную свечу, отличающийся тем, что камера сгорания выполнена двух-контурной, первый ее контур выполнен в виде полого тела со стенками в форме эллиптического параболоида, а второй контур выполнен в виде сверхзвукового сопла Лаваля, ориентированного по главной оси параболоида, при этом докритический участок сверхзвукового сопла размещен внутри параболоида в первом контуре камеры сгорания с зазором относительно внутренней поверхности его стенок, а его закритический участок размещен вне параболоида, при этом запальная свеча зажигания и форсунки для топлива размещены в полости первого контура камеры сгорания.Known pulsating jet engine according to the patent of the Russian Federation No. 163847, including a combustion chamber, a nozzle for fuel and a spark plug, characterized in that the combustion chamber is double-circuit, its first circuit is made in the form of a hollow body with walls in the form of an elliptical paraboloid, and the second circuit is made in the form of a Laval supersonic nozzle oriented along the main axis of the paraboloid, while the subcritical section of the supersonic nozzle is placed inside the paraboloid in the first circuit of the combustion chamber with a gap relative to the inner surface of its walls, and its supercritical section is placed outside the paraboloid, while the spark plug and fuel nozzles are placed in the cavity of the primary circuit of the combustion chamber.
Известен пульсирующий воздушно-реактивный двигатель по патенту РФ №163848, содержащий камеру сгорания, форсунку для топлива и запальную свечу, характеризуется тем, что камера сгорания выполнена двух-контурной, первый ее контур выполнен в виде полого тела со стенками в форме эллиптического параболоида, а второй контур выполнен в виде сверхзвукового сопла Лаваля, ориентированного по главной оси параболоида, при этом докритический участок сверхзвукового сопла размещен внутри параболоида в первом контуре камеры сгорания с зазором относительно внутренней поверхности его стенок, а его закритический участок размещен вне параболоида, при этом запальная свеча зажигания и форсунки для топлива размещены в полости первого контура камеры сгорания, кроме того, камера сгорания снабжена третьим контуром, выполненным в виде конусообразного кожуха-обечайки, входной срез которого размещен с зазором относительно наружной поверхности стенок параболоида первого контура камеры сгорания, а выходной его срез размещен с зазором относительно наружной поверхности стенок закритического участка сверхзвукового сопла второго контура, причем геометрия конусообразного кожуха-обечайки выбрана из условия образования в полости между его стенками и стенками сверхзвукового сопла второго контура дополнительного реактивного сопла третьего контура.Known pulsating jet engine according to the patent of Russian Federation No. 163848, containing a combustion chamber, a nozzle for fuel and a spark plug, is characterized in that the combustion chamber is double-circuit, its first circuit is made in the form of a hollow body with walls in the shape of an elliptical paraboloid, and the second circuit is made in the form of a Laval supersonic nozzle oriented along the main axis of the paraboloid, while the subcritical section of the supersonic nozzle is placed inside the paraboloid in the first circuit of the combustion chamber with a relative gap but the inner surface of its walls, and its supercritical portion is located outside the paraboloid, while the spark plug and fuel nozzles are placed in the cavity of the first circuit of the combustion chamber, in addition, the combustion chamber is equipped with a third circuit made in the form of a cone-shaped shell-shell, the input section which is placed with a gap relative to the outer surface of the walls of the paraboloid of the first circuit of the combustion chamber, and its output slice is placed with a gap relative to the outer surface of the walls of the supercritical portion a supersonic nozzle of the second circuit, the geometry of the conical shell-shell chosen from the condition of formation in the cavity between its walls and the walls of the supersonic nozzle of the second circuit of an additional jet nozzle of the third circuit.
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 относятся высокий уровень шума, неэкономичность и загрязнение окружающей среды вредными продуктами сгорания топлива.The disadvantages of this technical solution include a high noise level, inefficiency and environmental pollution by harmful products of fuel combustion.
Задачей полезной модели является создание дешевого, экономичного, конструктивно простого, надежного двигателя, с пониженным уровнем шума и вредных выбросов.The objective of the utility model is to create a cheap, economical, structurally simple, reliable engine with reduced noise and harmful emissions.
Сущность заявленного технического решения выражается в следующей совокупности существенных признаков, достаточной для достижения, указанного выше обеспечиваемого полезной моделью 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 utility model.
Согласно полезной модели резонансный воздушно-реактивный двигатель, включающий, размещенные внутри звукопоглощающей оболочки двигателя, камеру сгорания, систему подачи топлива и систему зажигания, отличающийся тем, что он снабжен последовательно размещенными электрическим мотор-генератором и компрессором, установленными перед камерой сгорания, которая выполнена двухзонной из проницаемого для окислителя воздуха материала с последовательным расположением зон горения, причем первая зона камеры сгорания выполнена в виде резонатора Гельмгольца с дозвуковым соплом, а вторая зона выполнена в виде сопла Лаваля, при этом сопло резонатора Гельмгольца и критическое сечение сопла Лаваля размещены друг относительно друга с образованием эжектора для интенсивного охлаждения камеры сгорания.According to a utility model, a resonant jet engine comprising a combustion chamber located inside a sound-absorbing engine shell, a fuel supply system and an ignition system, characterized in that it is equipped with a sequentially placed electric motor generator and compressor installed in front of the combustion chamber, which is made of a dual-zone from a material permeable to an oxidizing agent of air with a sequential arrangement of combustion zones, the first zone of the combustion chamber made in the form of a resonator G lmgoltsa a subsonic nozzle and the second zone is designed as a Laval nozzle, wherein the Helmholtz resonator and the nozzle critical section of the Laval nozzle are arranged relative to each other to form an ejector for the intensive cooling of the combustion chamber.
Кроме того, заявленное техническое решение характеризуется наличием ряда дополнительных факультативных признаков, а именно:In addition, the claimed technical solution is characterized by the presence of a number of additional optional features, namely:
- в качестве проницаемого для окислителя воздуха материала камеры сгорания использована намотка из жаропрочной проволоки;- as a permeable to air oxidizer material of the combustion chamber used winding from heat-resistant wire;
- в качестве проницаемого для окислителя воздуха материала камеры сгорания использован пористый термоструктурируемый композиционный материал.- a porous thermally structured composite material is used as a material of the combustion chamber permeable to air oxidizer.
Заявленная совокупность существенных признаков обеспечивает достижение технического результата, который заключается в том, что заявленный двигатель устраняет недостатки как прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ПВРД), заключающиеся в отсутствии достаточной тяги при взлете, так и турбореактивных двигателей, заключающихся в сложности и большой стоимости турбины в горячей зоне с очень сложными и дорогостоящими лопатками, за счет подачи окислителя воздуха в камеру сгорания на взлете компрессором с электрическим приводом, интенсивного перемешивания окислителя воздуха с топливом и вихреобразного сжигания смеси в двух зонной камере сгорания, первая зона которой выполнена в виде резонатора Гельмгольца, а вторая в виде сопла Лаваля для дожигания топливной смеси.The claimed combination of essential features ensures the achievement of a technical result, which consists in the fact that the claimed engine eliminates the disadvantages of both ramjet engines, which are the lack of sufficient thrust during take-off, and turbojet engines, which consist in the complexity and high cost of the turbine hot zone with very complex and expensive blades, due to the supply of an oxidizing agent to the combustion chamber on take-off by an electric compressor, Nogo mixing air with fuel and oxidant swirls the combustion mixture into the combustion zone of the two chamber, wherein the first zone is designed as a Helmholtz resonator, and the second in the form of a Laval nozzle for afterburning of the fuel mixture.
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: 1 - мотор-генератор, 2 - компрессор с приводом от мотор-генератора 1, 3 - система подачи топлива, 4 - система зажигания, 5 - первая зона двухзонной камеры сгорания в виде резонатора Гельмгольца с дозвуковым соплом 6, 7 - вторая зона двухзонной камеры сгорания в виде расширяющейся части сопла Лаваля, 8 - эжектор, образованный соплом резонатора Гельмгольца и критическим сечением сопла Лаваля, 9 - звукопоглощающая оболочка двигателя.The positions indicated in the drawing: 1 - motor generator, 2 - compressor driven by a
Заявленное устройство работает следующим образом.The claimed device operates as follows.
На старте и разгоне летательного аппарата до 0,5 М окислитель воздуха подают в камеру сгорания компрессором 2 с электрическим приводом 1, через зазоры между витками намотки из жаропрочной проволоки или сквозь поры в термоструктурированном материале. Топливо (жидкое или газообразное, например, водород) подают через форсунку системы подачи топлива 3 и поджигают свечой системы зажигания 4. В камере сгорания 5 происходит вихреобразное сгорание топливной смеси и ее выброс через дозвуковое сопло резонатора Гельмгольца 6 с резонансной частотой и малым шумом в расширяющую часть сопла Лаваля 7, где происходит дожигание топливной смеси, сопровождающееся снижением вредных выбросов в атмосферу, увеличением скорости и кинетической энергии.At the start and acceleration of the aircraft up to 0.5 M, the oxidizing agent is fed into the combustion chamber by a
Камера сгорания КС выполнена двухзонной, с последовательным расположением зон горения. Первая, в виде резонатора Гельмгольца - зона с богатой ТВС (коэффициент избытка топлива ϕ или FAR (обратный а или AFR) равен 1,8). Здесь имеет место устойчивое горение смеси при относительно невысокой температуре и малом количестве кислорода.The combustion chamber KS is made dual-zone, with a sequential arrangement of the combustion zones. The first, in the form of a Helmholtz resonator, is a zone with a rich fuel assemblies (fuel excess coefficient ϕ or FAR (reverse a or AFR) is 1.8). Here, stable combustion of the mixture takes place at a relatively low temperature and a small amount of oxygen.
Поэтому количество образующихся окислов азота мало. Но при этом образуется достаточно много горючих веществ типа СО, простейших углеводородов СН, водорода Н2, а также углерода (сажи). Эти вещества нельзя выпускать в атмосферу, поэтому организована вторая зона горения в расширяющейся части сопла Лаваля.Therefore, the amount of nitrogen oxides formed is small. But at the same time, quite a lot of combustible substances such as CO, the simplest hydrocarbons CH, hydrogen H2, and also carbon (soot) are formed. These substances cannot be released into the atmosphere, so a second combustion zone is organized in the expanding part of the Laval nozzle.
На скорости летательного аппарата более 0,5 М заявленный двигатель переходит в режим ПВРД с переводом компрессора в режим ветрогенератора для питания бортовых электрических систем и подзарядки аккумуляторов.At an aircraft speed of more than 0.5 M, the claimed engine goes into ramjet mode with the compressor in wind generator mode to power on-board electrical systems and recharge batteries.
На скорости полета более 0,5 М лопатки компрессора 2 устанавливают в положение близкое к флюгерному, но с возможностью работы компрессора 2 в режиме ветрогенератора для зарядки бортовых аккумуляторов, а двигатель переходит в режим прямоточного воздушно-реактивного двигателя.At a flight speed of more than 0.5 M, the blades of the
Заявленное техническое решение представляет собой дешевый, высокоскоростной, малошумный воздушно-реактивный двигатель небольшой массы, с улучшенной экологией, который содержит небольшое количество деталей и является простым в изготовлении и эксплуатации.The claimed technical solution is a cheap, high-speed, low-noise, low-mass jet engine with improved ecology, which contains a small number of parts and is easy to manufacture and operate.
Claims (3)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018107457U RU184207U1 (en) | 2018-02-28 | 2018-02-28 | RESONANT AIR-REACTIVE ENGINE |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018107457U RU184207U1 (en) | 2018-02-28 | 2018-02-28 | RESONANT AIR-REACTIVE ENGINE |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU184207U1 true RU184207U1 (en) | 2018-10-18 |
Family
ID=63858898
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2018107457U RU184207U1 (en) | 2018-02-28 | 2018-02-28 | RESONANT AIR-REACTIVE ENGINE |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU184207U1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2790386C1 (en) * | 2022-02-03 | 2023-02-17 | федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королева" | Main pulsating ramjet engine |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2215890C2 (en) * | 2001-08-13 | 2003-11-10 | Закрытое акционерное общество "Орбита-Центр" | Thrust forming method and device |
| RU2391528C2 (en) * | 2004-04-30 | 2010-06-10 | Уилльям Энтони ДЕННЕ | Intermittent-cycle air-jet engine |
| WO2011037597A1 (en) * | 2009-09-23 | 2011-03-31 | Pratt & Whitney Rocketdyne, Inc. | A system and method of combustion for sustaining a continuous detonation wave with transient plasma |
| RU163848U1 (en) * | 2016-01-11 | 2016-08-10 | Закрытое акционерное общество "Институт телекоммуникаций" | Pulsating Air-Jet Engine |
| RU163847U1 (en) * | 2016-01-11 | 2016-08-10 | Закрытое акционерное общество "Институт телекоммуникаций" | Pulsating Air-Jet Engine |
| US20170114752A1 (en) * | 2015-10-27 | 2017-04-27 | Honda Patents & Technologies North America, Llc | Standing wave compressor pulsejet engine |
-
2018
- 2018-02-28 RU RU2018107457U patent/RU184207U1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2215890C2 (en) * | 2001-08-13 | 2003-11-10 | Закрытое акционерное общество "Орбита-Центр" | Thrust forming method and device |
| RU2391528C2 (en) * | 2004-04-30 | 2010-06-10 | Уилльям Энтони ДЕННЕ | Intermittent-cycle air-jet engine |
| WO2011037597A1 (en) * | 2009-09-23 | 2011-03-31 | Pratt & Whitney Rocketdyne, Inc. | A system and method of combustion for sustaining a continuous detonation wave with transient plasma |
| EP2480771B1 (en) * | 2009-09-23 | 2015-04-15 | Aerojet Rocketdyne of DE, Inc. | A system and method of combustion for sustaining a continuous detonation wave with transient plasma |
| US20170114752A1 (en) * | 2015-10-27 | 2017-04-27 | Honda Patents & Technologies North America, Llc | Standing wave compressor pulsejet engine |
| RU163848U1 (en) * | 2016-01-11 | 2016-08-10 | Закрытое акционерное общество "Институт телекоммуникаций" | Pulsating Air-Jet Engine |
| RU163847U1 (en) * | 2016-01-11 | 2016-08-10 | Закрытое акционерное общество "Институт телекоммуникаций" | Pulsating Air-Jet Engine |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2790386C1 (en) * | 2022-02-03 | 2023-02-17 | федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королева" | Main pulsating ramjet engine |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN112879178B (en) | Solid rocket ramjet based on detonation combustion | |
| US8544280B2 (en) | Continuous detonation wave engine with quenching structure | |
| CN109028146B (en) | Hybrid combustor assembly and method of operation | |
| CN109028149B (en) | Variable geometry rotary detonation combustor and method of operating same | |
| US7762077B2 (en) | Single-stage hypersonic vehicle featuring advanced swirl combustion | |
| US9816463B2 (en) | Ramjet including a detonation chamber and aircraft comprising such a ramjet | |
| US10544735B2 (en) | Rotating pulse detonation engine, power generation system including the same, and methods of making and using the same | |
| US20060260291A1 (en) | Pulse detonation assembly with cooling enhancements | |
| CN107762661B (en) | A kind of pulse-knocking injection ultra-combustion ramjet combined engine | |
| US11149954B2 (en) | Multi-can annular rotating detonation combustor | |
| JP2014517194A (en) | Turbo engine with detonation chamber and flying vehicle equipped with turbo engine | |
| JPH0656132B2 (en) | Gas compressor for jet engine | |
| CN109028148A (en) | Rotation detonating combustion device with fluid diode structure | |
| JP2011127890A (en) | Pulse detonation system with fuel lean inlet region | |
| US20120102916A1 (en) | Pulse Detonation Combustor Including Combustion Chamber Cooling Assembly | |
| US9109535B2 (en) | Propulsion system and method | |
| ES2912363T3 (en) | Air-breathing motor for flight vehicle with insulator having bulky section and method of operation of such motor | |
| WO2018117904A1 (en) | Ram-jet and turbo-jet detonation engine | |
| RU184207U1 (en) | RESONANT AIR-REACTIVE ENGINE | |
| CN103629011B (en) | Motor | |
| RU135000U1 (en) | HYDROCARBON RECTANGULAR ENGINE | |
| RU173530U1 (en) | Powerplant hypersonic aircraft | |
| CN213899116U (en) | Device for improving efficiency of engine by exciting flame with microwave | |
| USH1234H (en) | Solid propellant air-turborocket | |
| RU2529935C1 (en) | Hypersonic ramjet engine and concept of combustion |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM9K | Utility model has become invalid (non-payment of fees) |
Effective date: 20210301 |