RU186094U1

RU186094U1 - Supersonic ramjet engine (options)

Info

Publication number: RU186094U1
Application number: RU2018100654U
Authority: RU
Inventors: Александр Владимирович Кузин; Анатолий Петрович Мищенко; Сергей Петрович Шарков
Priority date: 2018-01-11
Filing date: 2018-01-11
Publication date: 2018-12-29

Abstract

Сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель выполнен в виде корпуса, снабженного устройством крепления к летательному аппарату и содержит проточный тракт, включающий воздухозаборное устройство, систему подачи топлива в камеру сгорания. Воздухозаборное устройство выполнено с многоскачковой поверхностью торможения воздушного потока и горлом с наименьшим проходным сечением, камеру сгорания и реактивное сопло. На поверхности торможения воздухозаборного устройства перед его горлом выполнена решетка отверстий. Корпус снабжен воздуховодом, сообщающим решетку отверстий с зоной действия пониженного давления внешнего воздушного потока. Стенка проточного тракта на входе в камеру сгорания снабжена отверстием. Сообщение воздуховода с зоной действия пониженного давления внешнего воздушного потока выполнено через это отверстие и полости камеры сгорания и реактивного сопла.. Изобретение направлено на упрощение конструкции устройства перекрытия канала сообщения для отвода воздуха из воздухозаборного устройства и исключения дополнительного нагрева боковой стенки летательного аппарата.The supersonic ramjet engine is made in the form of a housing equipped with a device for attaching to an aircraft and contains a flow path including an air intake device and a fuel supply system to the combustion chamber. The air intake device is made with a multi-jump surface for braking the air flow and a throat with the smallest flow area, a combustion chamber and a jet nozzle. A grid of holes is made on the braking surface of the air intake device in front of its throat. The housing is equipped with an air duct communicating the grid of openings with the zone of action of the reduced pressure of the external air flow. The wall of the flow path at the entrance to the combustion chamber is provided with an opening. The air duct communicates with the reduced pressure zone of the external air flow through this hole and the cavity of the combustion chamber and the jet nozzle. The invention is aimed at simplifying the design of the device for blocking the communication channel for air exhaust from the air intake device and eliminating additional heating of the side wall of the aircraft.

Description

Полезная модель относится к прямоточным воздушно-реактивным двигателям, в которых рабочее тело используется для создания воздушно-реактивной струи, отличающимся сжатием за счет скоростного напора, в частности, к сверхзвуковым (СПВРД).The utility model relates to ramjet engines in which the working fluid is used to create an air-jet jet, characterized by compression due to high-speed pressure, in particular, to supersonic (SPVRD).

Известен свехрзвуковой воздухозаборник (воздухозаборное устройство) и способ его запуска, патент JP №2000192823. Воздухозаборное устройство включает корпус и проточный тракт с многоскачковой поверхностью торможения воздушного потока и горлом с наименьшим проходным сечением, при этом на поверхности торможения воздухозаборного устройства перед его горлом выполнена решетка отверстий, а корпус снабжен воздуховодом, сообщающим решетку отверстий с зоной действия пониженного давления внешнего воздушного потока, расположенную на боковой поверхности корпуса, содержащим шиберную заслонку-слайд (устройство перекрытия), установленную на его выходе. Привод устройства перекрытия канала сообщения включает датчик статического давления в горле воздухозаборного устройства, преобразователь (поз. 19) сигнала датчика статического давления, соленоидальный магнит, обмотка которого сообщена с преобразователем сигнала датчика статического давления. Шиберная заслонка-слайд, установлена на направляющих, поджата пружиной сжатия, и установлена в открытом положении посредством удерживающего захвата, с приводом от соленоидального магнита. Известное устройство может быть использовано в составе прочного тракта корпуса СПВРД, включающего также камеру сгорания и реактивное сопло, и содержащего систему подачи топлива в камеру сгорания и устройство крепления к летательному аппарату. При использовании известного ВЗУ в составе проточного тракта СПВРД, увеличивается статическое давление в горле (минимальном проходном сечении) ВЗУ, что обеспечивает возможность пропорционального увеличения рабочего давления продуктов сгорания топлива в камере сгорания СПВРД, за счет уменьшения площади критического сечения его реактивного сопла, при этом увеличивается степень расширения продуктов сгорания топлива в раструбе (расширяющейся части) реактивного сопла и их скорость на выходе из реактивного сопла. Благодаря этому обеспечивается возможность при одинаковых габаритах СПВРД и расходе топлива, увеличить тягу СПВРД, или, для получения необходимой тяги СПВРД уменьшить его габариты и расход топлива в его камеру сгорания, следовательно, в обоих случаях, обеспечить повышение тягово-экономических характеристик СПВРД.Known supersonic air intake (air intake device) and the method of its launch, patent JP No.200992823. The air intake device includes a housing and a flow path with a multi-jump surface for braking the air flow and a throat with the smallest flow area, while on the braking surface of the air intake device in front of its throat, a grid of holes is made, and the body is equipped with an air duct communicating the grid of holes with a low pressure external air flow located on the side surface of the housing containing the slide gate valve (slider) installed at its outlet. The drive of the communication channel overlapping device includes a static pressure sensor in the throat of the air intake device, a static pressure sensor signal converter (key 19), a solenoidal magnet, the winding of which is connected to the static pressure sensor signal converter. The slide gate valve is mounted on the rails, preloaded by a compression spring, and installed in the open position by means of a holding grip, driven by a solenoidal magnet. The known device can be used as part of a durable tract of the homing engine, also including a combustion chamber and a jet nozzle, and containing a fuel supply system to the combustion chamber and an attachment device to the aircraft. When using the known VZU as a part of the SPVRD flow path, the static pressure in the throat (minimum passage section) of the VZU increases, which makes it possible to proportionally increase the working pressure of the fuel combustion products in the SPVRD combustion chamber by reducing the critical cross-sectional area of its jet nozzle, while increasing the degree of expansion of the products of fuel combustion in the socket (expanding part) of the jet nozzle and their speed at the outlet of the jet nozzle. Due to this, it is possible, with the same dimensions of the engine and fuel consumption, to increase the thrust of the engine, or, to obtain the necessary thrust of the engine, to reduce its dimensions and fuel consumption in its combustion chamber, therefore, in both cases, to increase the traction and economic characteristics of the engine.

Существенными признаками прототипа, совпадающими с существенными признаками предлагаемого СПВРД, являются следующие: сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель, выполненный в виде корпуса, снабженного устройством крепления к летательному аппарату и содержащего проточный тракт, включающий воздухозаборное устройство с многоскачковой поверхностью торможения воздушного потока и горлом с наименьшим проходным сечением, камеру сгорания и реактивное сопло, а также содержащего систему подачи топлива в камеру сгорания, при этом на поверхности торможения воздухозаборного устройства перед его горлом выполнена решетка отверстий, а корпус снабжен воздуховодом, сообщающим решетку отверстий с зоной действия пониженного давления внешнего воздушного потока.The essential features of the prototype, which coincide with the essential features of the proposed SPJD, are as follows: a supersonic ramjet engine made in the form of a housing equipped with a mounting device to the aircraft and containing a flow path including an air intake device with a multi-jump surface for braking the air flow and the throat with the smallest passage section, the combustion chamber and the jet nozzle, as well as containing a system for supplying fuel to the combustion chamber, at m on the surface of the braking air intake device before it is executed throat grating holes and the housing is provided with a duct, to reporting grating holes with reduced pressure zone of action of the external air flow.

При реализации известного ВЗУ в составе СПВРД, использование статического давления в горле воздухозаборного устройства для перекрытия воздуховода приводит к конструктивной сложности устройства перекрытия: наличию датчика статического давления в горле воздухозаборного устройства, преобразователя (поз. 19) сигнала датчика статического давления, соленоидального магнита, обмотка которого сообщена с преобразователем сигнала датчика статического давления, шиберной заслонки-слайда, установленной на направляющих и поджатой пружиной сжатия, захвата, удерживающего заслонку-слайд в открытом положении, с приводом от соленоидального магнита. Кроме того, отвод части воздушного потока с поверхности торможения перед горлом ВЗУ на его наружную стенку приводит к ее дополнительному нагреву, вследствие того, что отводимый после сжатия многоскачковой поверхностью торможения воздушный поток имеет увеличенную температуру.When implementing a well-known VZU as a part of an SPVRD, the use of static pressure in the throat of an air intake device to block the duct leads to the structural complexity of the overlap device: the presence of a static pressure sensor in the throat of the air intake device, a converter (pos. 19) of the static pressure sensor signal, a solenoidal magnet, whose winding communicated with the signal converter of the static pressure sensor, slide slide gate mounted on the rails and pressed by the compression spring I, a grip holding the slide slide in the open position, driven by a solenoidal magnet. In addition, the removal of a part of the air flow from the braking surface in front of the throat of the OVC to its outer wall leads to its additional heating, due to the fact that the air flow discharged after compression by the multi-jump braking surface has an increased temperature.

Технической задачей, на решение которой направлены варианты предлагаемого технического решения является упрощение конструкции СПВРД и исключение дополнительного нагрева наружной стенки ВЗУ.The technical problem, the solution of which is aimed at the proposed technical solution, is to simplify the design of the airjet and eliminate the additional heating of the outer wall of the VZU.

Для достижения названного технического результата в СПВРД, выполненном в виде корпуса, снабженного устройством крепления к летательному аппарату и содержащего проточный тракт, включающий воздухозаборное устройство с многоскачковой поверхностью торможения воздушного потока и горлом с наименьшим проходным сечением, камеру сгорания и реактивное сопло, а также содержащего систему подачи топлива в камеру сгорания, при этом на поверхности торможения воздухозаборного устройства перед его горлом выполнена решетка отверстий, а корпус снабжен воздуховодом, сообщающим решетку отверстий с зоной действия пониженного давления внешнего воздушного потока, стенка проточного тракта на входе в камеру сгорания снабжена отверстием, при этом сообщение воздуховода с зоной действия пониженного давления внешнего воздушного потока выполнено через это отверстие и полости камеры сгорания и реактивного сопла.To achieve the aforementioned technical result in the SPJD, made in the form of a body equipped with a device for attaching to an aircraft and containing a flow path, including an air intake device with a multi-jump surface for braking the air flow and a throat with the smallest flow area, a combustion chamber and a jet nozzle, as well as a system the fuel supply to the combustion chamber, while on the braking surface of the intake device in front of its throat there is a lattice of holes, and the housing is equipped with It is connected with an air duct communicating a grid of openings with a zone of action of a reduced pressure of the external air flow, the wall of the flow path at the entrance to the combustion chamber is provided with a hole, while the air duct communicates with the zone of action of a reduced pressure of the external air flow through this hole and the cavity of the combustion chamber and the jet nozzle.

Отличительными признаками предлагаемого СПВРД являются следующие: стенка проточного тракта на входе в камеру сгорания снабжена отверстием, при этом сообщение воздуховода с зоной действия пониженного давления внешнего воздушного потока выполнено через это отверстие и полости камеры сгорания и реактивного сопла.Distinctive features of the proposed SPVRD are the following: the wall of the flow path at the entrance to the combustion chamber is provided with an opening, while the air duct communicates with the reduced pressure zone of the external air flow through this opening and the cavity of the combustion chamber and the jet nozzle.

Благодаря наличию указанных отличительных признаков в совокупности с известными (указанными в ограничительной части формулы) достигается следующий технический результат - упрощается конструкция СПВРД, исключается дополнительный нагрев верхней стенки ВЗУ и обеспечивается возможность повторного запуска СПВРД.Due to the presence of these distinctive features in conjunction with the well-known (indicated in the restrictive part of the formula) the following technical result is achieved - the design of the SPVRD is simplified, the additional heating of the upper wall of the VZU is excluded and the possibility of restarting the SPVRD is ensured.

Предложенное техническое решение может найти применение при разработке ЛА с СПВРД для упрощения конструкции СПВРД, обеспечивающего повышенные тягово-экономические характеристики.The proposed technical solution can find application in the development of an aircraft with an airjet engine to simplify the design of an airjet engine that provides increased traction and economic characteristics.

Устройство поясняется чертежами, фиг. 1 и 2.The device is illustrated by drawings, FIG. 1 and 2.

На фиг. 1 представлен вид СПВРД в разрезе, поясняющий устройство отвода части воздушного потока с поверхности торможения перед горлом ВЗУ.In FIG. 1 is a cross-sectional view of an SPPJ, explaining a device for removing part of the air flow from the braking surface in front of the throat of a turbojet engine.

На фиг. 2 представлен вид СПВРД спереди, поясняющий конструкцию решетки отверстий на поверхности торможения ВЗУ перед его горлом и отверстия в стенке проточного тракта на входе в камеру сгорания (место вырыва корпуса СПВРД).In FIG. 2 is a front view of the SPVRD, explaining the design of the lattice of holes on the braking surface of the VZU in front of its throat and the holes in the wall of the flow path at the entrance to the combustion chamber (the place where the SPVRD body is torn out).

Представленный на чертежах СПВРД выполнен в виде корпуса 1 снабженного устройством 2 крепления к ЛА (на чертежах не показан), и содержащего проточный тракт, включающий ВЗУ 3 с многоскачковой поверхностью торможения воздушного потока, образованной поверхностями 4 и 5 торможения, расположенными под различными углами к набегающему потоку воздуха (W_п), горлом 6 с наименьшим проходным сечением и изолятором 7 со слабо расширяющимся проходным сечением (на величину увеличения толщины пограничного слоя воздушного потока), для размещения косых скачков давления, замыкающих прямой скачок давления воздушного потока в наименьшем проходном сечении горла 6, диффузор 8, камеру 9 сгорания, реактивное сопло 10 с критическим сечением 11. На поверхности торможения 5 перед горлом 6 выполнена решетка 12 отверстий 13. В стенке 14 проточного тракта на участке 15 входа в камеру 9 сгорания выполнено отверстие, которое может быть выполнено, как в виде одного сплошного отверстия (на чертеже не показано), так и в виде нескольких отверстий 16, распределенных по участку 15. Корпус 1 снабжен воздуховодом 17, сообщающим отверстия 13 решетки 12 с отверстиями 16 участка 15. Корпус 1 снабжен воспламенительным устройством 18, сообщенным с камерой 9 сгорания и снабженным устройством 19 его включения, систему 20 подачи топлива в камеру сгорания и систему 21 управления, сообщенную линиями электрической связи с системой 20 подачи топлива в камеру сгорания и устройством 19 включения воспламенительного устройства 18.The SPVRD shown in the drawings is made in the form of a housing 1 equipped with a device 2 for attachment to an aircraft (not shown in the drawings), and containing a flow path including a VZU 3 with a multi-jump surface for braking the air flow formed by braking surfaces 4 and 5 located at different angles to the incident air flow (W _p ), throat 6 with the smallest bore and insulator 7 with a slightly expanding bore (by the amount of increase in the thickness of the boundary layer of the air flow), to accommodate oblique jumps s of pressure closing a direct jump in pressure of the air flow in the smallest orifice section of the throat 6, diffuser 8, combustion chamber 9, jet nozzle 10 with a critical section 11. A grid of 12 holes 13 is made in front of the throat 6 on the braking surface 5. In the wall 14 of the flow path section 15 of the entrance to the combustion chamber 9 is made a hole that can be made as a single continuous hole (not shown), and in the form of several holes 16 distributed over section 15. The housing 1 is equipped with an air duct 17 communicating from The hole 13 of the grill 12 with the holes 16 of the portion 15. The housing 1 is equipped with an ignition device 18 in communication with the combustion chamber 9 and provided with its switching device 19, a fuel supply system 20 to the combustion chamber and a control system 21 communicated by electric communication lines with the fuel supply system 20 in the combustion chamber and the device 19 for switching on the igniter device 18.

СПВРД работает следующим образом. При разгоне ЛА отдельным разгонным устройством (на чертежах не показано) до сверхзвуковой скорости полета, благодаря торможению воздушного потока W_n (фиг. 1) в ВЗУ 3 поверхностями 4 и 5 торможения, расположенными под различными углами к горизонту, воздушный поток скачкообразно тормозится в косых скачках давления, отраженных от этих поверхностей, с последовательным ступенчатым увеличением давления за каждым скачком, что обеспечивает максимальное статическое давлением воздуха на входе в горло 6. Максимальный расход воздуха через горло 6 определяется минимальной площадью его проходного сечения и скоростью звука в этом сечении, которая является максимальной и по которой определяется минимальная площадь проходного сечения горла 6 для прохода через изолятор 7, диффузор 8 в камеру 9 сгорания расхода воздуха, необходимого для обеспечения тяги реактивного сопла 10 СПВРД, потребной для полета ЛА. При этом, в минимальном сечении горла 6 образуется прямой скачок, за которым в изоляторе 7 скорость течения воздуха становится дозвуковой и располагаются косые скачки давления замыкающие прямой скачок давления. В предлагаемом СПВРД, как и в прототипе, реализуется увеличенный расход воздуха через минимальное проходное сечение горла 6, что позволяет уменьшить площадь минимального проходного сечения горла 6, при этом скорость звука в этом сечении устанавливается до момента разгона ЛА до скорости запуска СПВРД, а часть расхода воздуха, поступающего в ВЗУ 3, ~20÷60% отводится с поверхности 5 торможения через отверстия 13 решетки 12 по воздуховодному каналу 17 и отверстия 16 участка 15 в камеру 9 сгорания, под действием перепада давления между давлением на входе в горло 6 и пониженным до момента запуска СПВРД давлением в камере 9 сгорания, обусловленным тем, что критическое сечение 11 реактивного сопла 10 выбирается исходя из расхода через него подогретых, в результате сгорания топлива в камере 9 сгорания, газов. При дальнейшем увеличении скорости полета ЛА разгонным устройством, увеличивается степень увеличения статического давления воздушного потока в косых скачках давления, отраженных от поверхностей 4 и 5 торможения (степень сжатия воздушного потока в ВЗУ 3), следовательно, увеличиваются статическое давление и температура воздуха на входе в горло 6. Пропорционально увеличению этого давления увеличивается расход воздуха через окна 13 решетки 12 и расход воздуха через минимальное проходное сечение горла 6. Одновременно, с увеличением температуры воздуха, пропорционально квадратному корню из значении температуры, увеличивается скорость звука в воздухе, в минимальном проходном сечении горла 6, следовательно, увеличивается и расход воздуха через горло 6. С увеличением скорости течения воздуха через горло 6. увеличивается и скорость течения воздуха вдоль поверхности 5 торможения, что уменьшает рост статического давления воздуха на входе в окна 13, определяющего расход воздуха отводимого с поверхности 5 торможения. Это приводит к перераспределению первоначального соотношения расходов воздуха, отводимого с поверхности 5 торможения и через горло 6 (20÷60% и 80÷40%), в пользу увеличения процента расхода воздуха, проходящего через горло 6. При увеличении расхода воздуха в камеру 9 сгорания до величины достаточной для обеспечения горения топлива в ней. система 21 управления задействует топливную систему 20 для подачи топлива в камеру 9 сгорания и его воспламенения. В случае, если температура топливно-воздушной смеси ниже температуры самовоспламенения топлива, система 21 управления выдает электропитание в устройство 19 включения воспламенительного устройства 18, которое обеспечивает розжиг топлива в камере 9 сгорания и увеличение в ней статического давления продуктов сгорания до значения, обеспечивающего создание реактивным соплом 10 необходимой тяги СПВРД. В связи с увеличением статического давления газов в камере 9 сгорания, уменьшается перепад давления по тракту воздуховода 17 и расход воздуха, отводимого по нему с поверхности 5 торможения через отверстия 13 решетки 12. Таким образом, в отличие от прототипа, существенное уменьшение расхода воздуха, отводимого с поверхности 5 торможения через отверстия 13 решетки 12 по тракту воздуховода 17 достигается автоматически, без использования датчика статического давления, соленоидального магнита, преобразователя сигнала датчика статического давления, что упрощает конструкцию СПВРД. В случае срыва пламени в камере 9 сгорания при эволюции ЛА, статическое давление воздуха в ней резко уменьшается, перепад статического давления на участке отводимого с поверхности 5 торможения воздуха в отверстия 13 решетки 12 до камеры 9 сгорания увеличивается, что приводит к возобновлению расхода воздуха, отводимого с поверхности 5 торможения в камеру 9 сгорания, и цикл запуска СПВРД повторяется аналогично. Отвод воздуха подогретого, в результате сжатия в ВЗУ 3 осуществляется по воздуховоду 17 сообщения через отверстия 16 участка 15 в камеру 9 сгорания, что, в отличие от прототипа, исключает дополнительный подогрев внешней стенки ВЗУ 3.SPARD works as follows. When the aircraft is accelerated by a separate booster device (not shown in the drawings) to a supersonic flight speed, due to the braking of the air flow W _n (Fig. 1) in the wind turbine 3 with braking surfaces 4 and 5 located at different angles to the horizon, the air flow is abruptly braked in oblique pressure surges reflected from these surfaces, with a sequential stepwise increase in pressure after each shock, which provides the maximum static air pressure at the inlet to the throat 6. The maximum air flow through the throat is 6 is divided by the minimum area of its passage section and the speed of sound in this section, which is maximum and by which the minimum area of the passage section of the throat 6 is determined for passage through the insulator 7, the diffuser 8 into the combustion chamber 9 of the air flow rate necessary to provide the thrust of the jet nozzle 10 required for the flight of the aircraft. At the same time, in the minimum section of the throat 6, a direct jump is formed, after which in the insulator 7 the air flow becomes subsonic and there are oblique pressure surges closing the direct pressure surge. In the proposed SPAR, as in the prototype, an increased air flow through the minimum passage section of the throat 6 is realized, which allows to reduce the area of the minimum passage section of the throat 6, while the speed of sound in this section is set until the aircraft accelerates to the start speed of the SPVRD, and part of the flow rate of air entering the VZU 3, ~ 20 ÷ 60% is discharged from the braking surface 5 through the holes 13 of the grill 12 through the air duct 17 and the holes 16 of the section 15 into the combustion chamber 9, under the influence of the pressure differential between the inlet pressure into the throat 6 and the pressure in the combustion chamber 9, reduced to the moment of starting the SPVRD, due to the fact that the critical section 11 of the jet nozzle 10 is selected based on the flow of heated gases through the combustion of the fuel in the combustion chamber 9. With a further increase in the flight speed of the aircraft by the booster, the degree of increase in the static pressure of the air flow in oblique pressure surges reflected from the braking surfaces 4 and 5 (the degree of compression of the air flow in the VZU 3) increases, therefore, the static pressure and air temperature at the inlet to the throat increase 6. In proportion to the increase in this pressure, the air flow through the windows 13 of the grill 12 and the air flow through the minimum passage section of the throat increase 6. At the same time, with increasing temperatures of air, proportional to the square root of the temperature, the speed of sound in air increases, in the minimum passage section of the throat 6, therefore, the air flow through the throat 6 also increases. With an increase in the speed of air flow through the throat 6. the air flow along the braking surface 5 also increases , which reduces the increase in static air pressure at the inlet to the window 13, which determines the flow rate of air discharged from the braking surface 5. This leads to a redistribution of the initial ratio of the flow rate of air discharged from the braking surface 5 and through the throat 6 (20 ÷ 60% and 80 ÷ 40%), in favor of increasing the percentage of air flow passing through the throat 6. With an increase in air flow to the combustion chamber 9 to a value sufficient to ensure the combustion of fuel in it. the control system 21 activates the fuel system 20 to supply fuel to the combustion chamber 9 and ignite it. If the temperature of the fuel-air mixture is lower than the temperature of the auto-ignition of the fuel, the control system 21 supplies power to the device 19 for switching on the igniter 18, which provides ignition of the fuel in the combustion chamber 9 and increases the static pressure of the combustion products in it to a value that ensures the creation of a jet nozzle 10 necessary thrust SPVRD. Due to the increase in the static pressure of the gases in the combustion chamber 9, the pressure drop across the duct 17 and the air flow discharged from the braking surface 5 through the openings 13 of the grill 12 are reduced. Thus, in contrast to the prototype, a significant decrease in the air flow taken out from the braking surface 5 through the holes 13 of the grill 12 along the duct 17 is achieved automatically, without the use of a static pressure sensor, a solenoidal magnet, a signal converter of the static pressure sensor , which simplifies the design of the engine. In the event of a flame failure in the combustion chamber 9 during the evolution of the aircraft, the static air pressure in it decreases sharply, the static pressure drop in the portion of the braking air discharged from the surface 5 into the openings 13 of the grill 12 to the combustion chamber 9 increases, which leads to the resumption of the air flow from the braking surface 5 to the combustion chamber 9, and the start-up of the SPVDD is repeated in the same way. The heated air is removed as a result of compression in the VZU 3 through the air duct 17 of the message through the openings 16 of the section 15 into the combustion chamber 9, which, unlike the prototype, excludes additional heating of the outer wall of the VZU 3.

Claims

A supersonic ramjet engine made in the form of a housing equipped with an attachment device to the aircraft and comprising a flow path including an air intake device with a multi-jump surface for braking the air flow and a throat with the smallest flow area, a combustion chamber and a jet nozzle, as well as a supply system fuel into the combustion chamber, while on the braking surface of the intake device in front of its throat there is a lattice of holes, and the housing is equipped with n an air duct communicating the lattice of openings with a zone of action of reduced pressure of the external air flow and comprising an overlapping device, characterized in that the wall of the flow path at the entrance to the combustion chamber is provided with an opening, while the air duct communicates with the zone of action of the reduced pressure of the external air flow through this hole and the cavity of the combustion chamber and the jet nozzle, and the device for blocking the duct is made in the form of a spring-loaded check valve.