RU2000106519A - Прямоточный воздушно-реактивный двигатель - Google Patents

Прямоточный воздушно-реактивный двигатель

Info

Publication number
RU2000106519A
RU2000106519A RU2000106519/06A RU2000106519A RU2000106519A RU 2000106519 A RU2000106519 A RU 2000106519A RU 2000106519/06 A RU2000106519/06 A RU 2000106519/06A RU 2000106519 A RU2000106519 A RU 2000106519A RU 2000106519 A RU2000106519 A RU 2000106519A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
flow
combustion chamber
direct
nozzle
engine according
Prior art date
Application number
RU2000106519/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2195565C2 (ru
Inventor
Джон Дж. БОЕНЛЕЙН
Джозеф Г. БЕНДОТ
Original Assignee
Спейс Аксесс, Ллс
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Priority claimed from US08/909,509 external-priority patent/US5946904A/en
Application filed by Спейс Аксесс, Ллс filed Critical Спейс Аксесс, Ллс
Publication of RU2000106519A publication Critical patent/RU2000106519A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2195565C2 publication Critical patent/RU2195565C2/ru

Links

Claims (11)

1. Эжекторный прямоточный воздушно-реактивный двигатель, пригодный для использования на летательном аппарате в широком диапазоне скоростей, от нулевой до гиперзвуковых, содержащий
а) воздухозаборник с относительно небольшим поперечным сечением, присоединенный к смесителю, расположенному далее в проточном тракте в направлении потока,
б) смеситель, включающий узел распылительной головки, установленный в зоне потока в смесителе со стороны воздухозаборника с образованием эжектора, и систему подачи текучей среды, связанную с узлом распылительной головки,
в) диффузор, установленный за смесителем и выполненный с поперечным сечением, увеличивающимся в направлении потока,
г) установленную за диффузором камеру сгорания с поперечным сечением, превышающим поперечное сечение смесителя, и систему подачи топлива, связанную с камерой сгорания, и
д) установленное за камерой сгорания реактивное сопло,
отличающийся тем, что проточный тракт выполнен с сечением минимальной площади, расположенным между камерой сгорания и выходом реактивного сопла, реактивное сопло выполнено регулируемым по сечению и с расширяющейся частью, поперечное сечение которой превышает поперечное сечение камеры сгорания, при этом двигатель дополнительно содержит центральный обтекатель, установленный по продольной оси двигателя в камере сгорания и реактивном сопле и снабженный установленным на нем устройством управления регулируемым сечением реактивного сопла.
2. Эжекторный прямоточный воздушно-реактивный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что узел распылительной головки содержит распылительное кольцо с множеством выполненных в нем сопловых отверстий, при этом главная ось каждого соплового отверстия параллельна продольной оси двигателя и смежные сопловые отверстия развернуты, в чередующемся порядке в направлении к продольной оси двигателя и в противоположном направлении, тогда как распылительное кольцо установлено на множестве распорок, прикрепленных к внутренней стенке двигателя.
3. Эжекторный прямоточный воздушно-реактивный двигатель по п. 2, отличающийся тем, что сопловые отверстия распылительной головки выполнены в форме щелевых прорезей с горловиной, образованной первой выходной и второй, смещенной выходными поверхностями.
4. Эжекторный прямоточный воздушно-реактивный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что система подачи текучей среды представляет собой камеру сгорания, внешнюю по отношению к эжектору.
5. Эжекторный прямоточный воздушно-реактивный двигатель по п. 4, отличающийся тем, что содержит теплообменную систему для сжижения и хранения сжиженного воздуха для использования в качестве окислителя в камере сгорания распылительной головки.
6. Эжекторный прямоточный воздушно-реактивный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что узел распылительной головки содержит распылительное кольцо, в котором выполнено множество распылительных камер, каждая из которых соединена с сопловым отверстием, при этом указанное кольцо поддерживается множеством распорок, прикрепленных к внутренней стенке двигателя, а система подачи текучей среды представляет собой систему подачи горючего и окислителя.
7. Эжекторный прямоточный воздушно-реактивный двигатель по п. 6, отличающийся тем, что главная ось соплового отверстия параллельна продольной оси двигателя, при этом смежные сопловые отверстия развернуты, в чередующемся порядке, в направлении к продольной оси двигателя и в противоположном направлении.
8. Эжекторный прямоточный воздушно-реактивный двигатель по п. 6, отличающийся тем, что сопловые отверстия распылительной головки выполнены в форме щелевых прорезей с горловиной, образованной первой выходной и второй, смещенной выходными поверхностями.
9. Эжекторный прямоточный воздушно-реактивный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что содержит теплообменную систему для сжижения и хранения сжиженного воздуха для использования в качестве окислителя в камере сгорания распылительной головки.
10. Эжекторный прямоточный воздушно-реактивный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что в нем имеется узел направляющих лопаток, содержащий направляющую лопатку, зафиксированную посредством распорок, прикрепленных к внутренней стенке двигателя и к центральному обтекателю, входящему в диффузор в зоне потока текучей среды в диффузоре, при этом система подачи топлива выполнена в виде части направляющей лопатки, расположенной в дальнем по ходу потока конце лопатки и снабженной выполненной в ней множеством топливных сопел, связанных с источником горючего.
11. Эжекторный прямоточный воздушно-реактивный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что система управления реактивным соплом содержит центральную вставку, выполненную с возможностью перемещения и установленную в камере сгорания и в реактивном сопле соосно с центральным обтекателем с возможностью контролируемого управления ее положением.
RU2000106519/06A 1997-08-12 1998-08-07 Прямоточный воздушно-реактивный двигатель (варианты) RU2195565C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US08/909,509 1997-08-12
US08/909,509 US5946904A (en) 1997-08-12 1997-08-12 Ejector ramjet engine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2000106519A true RU2000106519A (ru) 2002-01-20
RU2195565C2 RU2195565C2 (ru) 2002-12-27

Family

ID=25427346

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2000106519/06A RU2195565C2 (ru) 1997-08-12 1998-08-07 Прямоточный воздушно-реактивный двигатель (варианты)

Country Status (8)

Country Link
US (1) US5946904A (ru)
EP (1) EP1009927B1 (ru)
CN (1) CN1123687C (ru)
AU (1) AU8696798A (ru)
DE (2) DE1009927T1 (ru)
RU (1) RU2195565C2 (ru)
UA (1) UA57103C2 (ru)
WO (1) WO1999007988A1 (ru)

Families Citing this family (37)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6457305B1 (en) * 2001-02-07 2002-10-01 James R. Schierbaum Turbo shaft engine with acoustical compression flow amplifying ramjet
US6564555B2 (en) 2001-05-24 2003-05-20 Allison Advanced Development Company Apparatus for forming a combustion mixture in a gas turbine engine
US6786040B2 (en) 2002-02-20 2004-09-07 Space Access, Llc Ejector based engines
US7320285B1 (en) * 2005-03-31 2008-01-22 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Safe and arm device and method of using the same
US6948306B1 (en) * 2002-12-24 2005-09-27 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Apparatus and method of using supersonic combustion heater for hypersonic materials and propulsion testing
US6857261B2 (en) * 2003-01-07 2005-02-22 Board Of Regents, The University Of Texas System Multi-mode pulsed detonation propulsion system
GB2404952B (en) * 2003-08-12 2006-08-30 Rolls Royce Plc Air breathing reaction propulsion engines
US20060213179A1 (en) * 2004-06-25 2006-09-28 Sanders Bobby W Subsonic diffuser
US7886516B2 (en) * 2006-12-18 2011-02-15 Aerojet-General Corporation Combined cycle integrated combustor and nozzle system
FR2924763B1 (fr) * 2007-12-06 2014-04-25 Snecma Systeme de tuyeres de moteur-fusee
US20090158705A1 (en) * 2007-12-21 2009-06-25 Grossi Fabio G Hypermixing Fluid Ejector
EP2331829B1 (en) * 2008-09-09 2018-05-09 Dresser-Rand Company Supersonic ejector package
RU2519014C2 (ru) * 2010-03-02 2014-06-10 Дженерал Электрик Компани Диффузор для камеры сгорания турбины (варианты) и камера сгорания турбины
US8863525B2 (en) 2011-01-03 2014-10-21 General Electric Company Combustor with fuel staggering for flame holding mitigation
EP2644997A1 (en) 2012-03-26 2013-10-02 Alstom Technology Ltd Mixing arrangement for mixing fuel with a stream of oxygen containing gas
CN102606564B (zh) * 2012-04-13 2013-10-02 中国人民解放军国防科学技术大学 超声速流道的实现方法和装置
CN102720587B (zh) * 2012-05-21 2014-06-04 中国科学院力学研究所 局部收缩比一致的变截面高超声速内转式进气道
CN102979623B (zh) * 2012-12-31 2015-03-04 中国人民解放军国防科学技术大学 超声速进气道及其壁面确定方法
CN103143461B (zh) * 2013-02-05 2015-09-16 中国人民解放军国防科学技术大学 滑块式变马赫数喷管及其壁面确定方法
CN105089851B (zh) * 2014-05-06 2016-11-16 中国航天科技集团公司第六研究院第十一研究所 可重复拆装推力室及该推力室推力向量精度的调节方法
CN104110326B (zh) * 2014-07-02 2016-06-29 北京航空航天大学 一种新概念高速飞行器推进系统布局方法
US10087884B2 (en) 2014-12-15 2018-10-02 United Technologies Corporation Stepped fairing modulated exhaust cooling
CN104595058A (zh) * 2015-01-05 2015-05-06 杜善骥 冲压火箭的工作方法
CN104727978A (zh) * 2015-01-06 2015-06-24 杜善骥 叠加冲压火箭工作方法
CN104963788B (zh) * 2015-07-03 2017-02-22 湖南华园科技有限公司 一种航空、航天、航海于一体的混合发动机
CN105156229A (zh) * 2015-09-29 2015-12-16 清华大学 一种液体喷射辅助式涡轮冲压组合循环发动机
CN105604735A (zh) * 2016-01-27 2016-05-25 吴畏 高超音速飞行器
CN106438108B (zh) * 2016-08-26 2018-10-12 南京理工大学 大调节比型固体火箭冲压发动机燃气流量调节装置
CN106801891B (zh) * 2017-01-20 2019-11-12 南京航空航天大学 一种用于高超能源系统的富燃和冲压组合燃气发生器
CN107725190B (zh) * 2017-09-26 2019-10-15 南京航空航天大学 一种可调边界燃烧的变几何超紧凑燃烧室
CN107762664A (zh) * 2017-11-20 2018-03-06 北京航天动力研究所 一种具有支撑和导流作用的喷嘴结构
CN109057993B (zh) * 2018-07-25 2019-12-31 湖南云顶智能科技有限公司 一种带电极冷却功能的等离子体喷雾燃烧装置
CN109252978A (zh) * 2018-08-31 2019-01-22 西安航天动力技术研究所 一种控制棒式变推力固体发动机
CN109915282B (zh) * 2019-04-04 2020-03-20 中国人民解放军国防科技大学 应用于火箭基组合循环发动机的自适应火箭喷管
DE102021000530A1 (de) 2021-02-03 2022-08-04 Mathias Hermann Antriebskonzept zum Start und Betrieb luftatmender Triebwerkssysteme (z.B. bei Ramjets) durch zusätzlich-variable Einbringung eines Oxidators
CN112945509B (zh) * 2021-04-22 2022-04-15 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 一种高超声速风洞扩压器收缩段的开口封堵装置
CN116537975B (zh) * 2023-07-06 2023-10-20 北京凌空天行科技有限责任公司 一种可回收飞行器喷流控制装置

Family Cites Families (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2982097A (en) * 1951-11-28 1961-05-02 Hull Edwin Hodges Rocket motor
US2663142A (en) * 1951-12-20 1953-12-22 Wilson Walter Hobart Thermojet engine
US2995893A (en) * 1957-07-03 1961-08-15 Napier & Son Ltd Compound ramjet-turborocket engine
GB942044A (en) * 1961-04-28 1963-11-20 British Siddeley Engines Ltd Ramjet engine
US3367350A (en) * 1963-05-03 1968-02-06 Cadillac Gage Co Fluid ejector
US3143856A (en) * 1963-07-30 1964-08-11 United Aircraft Corp Directional control means for rockets or the like
US3323304A (en) * 1965-03-01 1967-06-06 Ljobet Andres Fraucisco Apparatus for producing high temperature gaseous stream
US3690102A (en) * 1970-10-29 1972-09-12 Anthony A Du Pont Ejector ram jet engine
US3812672A (en) * 1972-02-10 1974-05-28 Cci Aerospace Corp Supercharged ejector ramjet aircraft engine
US4030289A (en) * 1973-10-29 1977-06-21 Chandler Evans Inc. Thrust augmentation technique and apparatus
US3998050A (en) * 1974-01-07 1976-12-21 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Reverse flow aft inlet ramjet system
US4202172A (en) * 1976-03-01 1980-05-13 The Boeing Company Boost survivable ramjet elements
US4077572A (en) * 1976-03-25 1978-03-07 Chandler Evans Inc. Reduced size altitude insensitive thrust vector control nozzle
IL52613A (en) * 1977-07-28 1980-11-30 Univ Ramot Method and apparatus for controlling the mixing of two fluids
FR2629136B1 (fr) * 1985-09-17 1990-11-09 Aerospatiale Statoreacteur pourvu d'une pluralite de manches d'alimentation en air carbure et missile pourvu d'un tel statoreacteur
US4845941A (en) * 1986-11-07 1989-07-11 Paul Marius A Gas turbine engine operating process
US4807831A (en) * 1987-08-12 1989-02-28 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Combination boundary layer control system for high altitude aircraft
US4986495A (en) * 1988-06-15 1991-01-22 Rockwell International Corporation Cooling structure
EP0370209A1 (en) * 1988-10-06 1990-05-30 The Boeing Company Engine for low-speed to hypersonic vehicles
US5135184A (en) * 1990-08-22 1992-08-04 The Johns Hopkins University Propellant utilization system
US5205119A (en) * 1991-06-14 1993-04-27 Aerojet-General Corporation Ejector ramjet

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2000106519A (ru) Прямоточный воздушно-реактивный двигатель
RU2195565C2 (ru) Прямоточный воздушно-реактивный двигатель (варианты)
US4903480A (en) Hypersonic scramjet engine fuel injector
US4222243A (en) Fuel burners for gas turbine engines
EP1992875B1 (en) Fuel nozzle
US4170108A (en) Fuel injectors for gas turbine engines
US2638745A (en) Gas turbine combustor having tangential air inlets for primary and secondary air
US4590769A (en) High-performance burner construction
US3961475A (en) Combustion apparatus for gas turbine engines
KR890701887A (ko) 초음속 연소장치용 파일러팅 점화기
US4107918A (en) Combustion assembly
KR870011367A (ko) 내연 기관용 가솔린 분사기
RU97103076A (ru) Устройство впрыскивания топлива для прямоточного воздушно-реактивного двигателя летательного аппарата
CA2015646A1 (en) Snow making, multiple nozzle assembly
US11898757B2 (en) Rotating detonation propulsion system
US4730453A (en) Afterburner fuel injection system
US20200191398A1 (en) Rotating detonation actuator
US5479774A (en) Combustion chamber assembly in a gas turbine engine
US5331814A (en) Gas turbine combustion chamber with multiple fuel injector arrays
JP2007170397A (ja) 推力発生用推進システムおよび流体スロート形成用ノズル
US3300976A (en) Combined guide vane and combustion equipment for bypass gas turbine engines
US3373567A (en) Jet propulsion powerplant with afterburning combustion equipment
US5426933A (en) Dual feed injection nozzle with water injection
US3181293A (en) Fluid fuel burning equipment
US4951463A (en) Hypersonic scramjet engine fuel injector