RU2000106519A - Прямоточный воздушно-реактивный двигатель - Google Patents
Прямоточный воздушно-реактивный двигательInfo
- 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
Links
- 239000007921 spray Substances 0.000 claims 12
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims 10
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims 5
- 239000012530 fluid Substances 0.000 claims 4
- 239000007800 oxidant agent Substances 0.000 claims 3
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.
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.
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)
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)
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 |
-
1997
- 1997-08-12 US US08/909,509 patent/US5946904A/en not_active Expired - Fee Related
-
1998
- 1998-07-08 UA UA2000031439A patent/UA57103C2/ru unknown
- 1998-08-07 DE DE1009927T patent/DE1009927T1/de active Pending
- 1998-08-07 AU AU86967/98A patent/AU8696798A/en not_active Abandoned
- 1998-08-07 DE DE69829385T patent/DE69829385T2/de not_active Expired - Fee Related
- 1998-08-07 WO PCT/US1998/016431 patent/WO1999007988A1/en active IP Right Grant
- 1998-08-07 RU RU2000106519/06A patent/RU2195565C2/ru not_active IP Right Cessation
- 1998-08-07 EP EP98938440A patent/EP1009927B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1998-08-07 CN CN98810052A patent/CN1123687C/zh not_active Expired - Fee Related
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 |