RU2009122187A - Двигательная установка ракеты с комбинированным циклом - Google Patents

Двигательная установка ракеты с комбинированным циклом Download PDF

Info

Publication number
RU2009122187A
RU2009122187A RU2009122187/06A RU2009122187A RU2009122187A RU 2009122187 A RU2009122187 A RU 2009122187A RU 2009122187/06 A RU2009122187/06 A RU 2009122187/06A RU 2009122187 A RU2009122187 A RU 2009122187A RU 2009122187 A RU2009122187 A RU 2009122187A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
rocket
fuel
propulsion system
valve
solid fuel
Prior art date
Application number
RU2009122187/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2445491C2 (ru
Inventor
Мелвин Дж. БУЛМЭН (US)
Мелвин Дж. БУЛМЭН
Адам ЗИБЕНХААР (US)
Адам ЗИБЕНХААР
Original Assignee
Аэроджет-Дженерал Корпорейшн (Us)
Аэроджет-Дженерал Корпорейшн
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
Application filed by Аэроджет-Дженерал Корпорейшн (Us), Аэроджет-Дженерал Корпорейшн filed Critical Аэроджет-Дженерал Корпорейшн (Us)
Publication of RU2009122187A publication Critical patent/RU2009122187A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2445491C2 publication Critical patent/RU2445491C2/ru

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B15/00—Self-propelled projectiles or missiles, e.g. rockets; Guided missiles
    • F42B15/10—Missiles having a trajectory only in the air
    • 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
    • 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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/74—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof combined with another jet-propulsion plant
    • F02K9/76—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof combined with another jet-propulsion plant with another rocket-engine plant; Multistage rocket-engine plants
    • F02K9/763—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof combined with another jet-propulsion plant with another rocket-engine plant; Multistage rocket-engine plants with solid propellant

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Testing Of Engines (AREA)

Abstract

1. Нечувствительная двигательная установка ракеты (10) с комбинированным циклом, отличающаяся тем, что ! жидкий окислитель (14) содержится в отсеке упомянутой ракеты (10); ! твердое топливо (16) содержится в отдельном отсеке упомянутой ракеты (10); ! основное сопло (24) ракетного двигателя расположено ниже по потоку от упомянутого отсека с твердым топливом (16); ! камера дожигания (26) расположена ниже по потоку от упомянутого основного сопла (24) ракетного двигателя; ! первый канал (18), содержащий первый клапан (18а), передает упомянутый жидкий окислитель (14) в расположенный выше по потоку конец упомянутого твердого топлива (16); ! второй канал (20), пространственно отдаленный от упомянутого первого канала (18), содержащий второй клапан (20а), который приводят в действие независимо от упомянутого первого клапана (18а), передающий упомянутый жидкий окислитель (14) ниже по потоку от упомянутого твердого топлива (16), но выше по потоку от упомянутого основного сопла (24) ракетного двигателя; и ! воздухозаборник (22), который, когда он открыт, обеспечивает поток воздуха в упомянутую камеру дожигания (26). ! 2. Двигательная установка ракеты (10) по п.1, отличающаяся тем, что упомянутое твердое топливо является цилиндрическим по форме, а упомянутый первый канал (18) инжектирует жидкий окислитель (14) в его центральное отверстие (19). ! 3. Двигательная установка ракеты (10) по п.1 или 2, отличающаяся тем, что внутренняя часть упомянутой камеры дожигания (26) сформована ракетным топливом (32) для разгона, которым заблокирован упомянутый воздухозаборник (22) до тех пор, пока упомянутое ракетное топливо (32) для разгона ни сгорит полностью. ! 4. Двигательная установка ракеты (10

Claims (11)

1. Нечувствительная двигательная установка ракеты (10) с комбинированным циклом, отличающаяся тем, что
жидкий окислитель (14) содержится в отсеке упомянутой ракеты (10);
твердое топливо (16) содержится в отдельном отсеке упомянутой ракеты (10);
основное сопло (24) ракетного двигателя расположено ниже по потоку от упомянутого отсека с твердым топливом (16);
камера дожигания (26) расположена ниже по потоку от упомянутого основного сопла (24) ракетного двигателя;
первый канал (18), содержащий первый клапан (18а), передает упомянутый жидкий окислитель (14) в расположенный выше по потоку конец упомянутого твердого топлива (16);
второй канал (20), пространственно отдаленный от упомянутого первого канала (18), содержащий второй клапан (20а), который приводят в действие независимо от упомянутого первого клапана (18а), передающий упомянутый жидкий окислитель (14) ниже по потоку от упомянутого твердого топлива (16), но выше по потоку от упомянутого основного сопла (24) ракетного двигателя; и
воздухозаборник (22), который, когда он открыт, обеспечивает поток воздуха в упомянутую камеру дожигания (26).
2. Двигательная установка ракеты (10) по п.1, отличающаяся тем, что упомянутое твердое топливо является цилиндрическим по форме, а упомянутый первый канал (18) инжектирует жидкий окислитель (14) в его центральное отверстие (19).
3. Двигательная установка ракеты (10) по п.1 или 2, отличающаяся тем, что внутренняя часть упомянутой камеры дожигания (26) сформована ракетным топливом (32) для разгона, которым заблокирован упомянутый воздухозаборник (22) до тех пор, пока упомянутое ракетное топливо (32) для разгона ни сгорит полностью.
4. Двигательная установка ракеты (10) по п.3, отличающаяся тем, что упомянутое ракетное топливо (32) для разгона богато окислителем.
5. Двигательная установка ракеты (10) по любому одному из пп.1, 2 и 4, отличающаяся тем, что множество периферических ракетных двигателей (36) малой тяги встроено вблизи центра масс упомянутой ракеты (10), и они сообщены с упомянутым жидким окислителем (14).
6. Способ действия нечувствительной двигательной установки ракеты с комбинированным циклом по п.4, отличающийся тем, что включает этап
обеспечения поступательного движения в качестве гибридного ракетного двигателя обратной схемы путем введения во взаимодействие богатых топливом продуктов горения упомянутого жидкого окислителя (14) и упомянутого твердого топлива (16) с упомянутым богатым окислителем ракетным топливом (32) для разгона в упомянутой камере дожигания (26) для создания большой тяги на стартовом участке.
7. Способ по п.6, отличающийся тем, что упомянутая двигательная установка создает дополнительное ускорение в режиме котором после полного сгорания упомянутого богатого окислителем ракетного топлива (32) для разгона прекращается загораживание упомянутого воздухозаборника (22), упомянутый второй клапан (20а) открывают для распыления жидкого окислителя в богатый топливом выхлопной газ.
8. Способ по п.7, отличающийся тем, что упомянутый второй клапан (20а) постепенно закрывают, уменьшая поток жидкого окислителя (14) через него, в то время как воздушный поток через упомянутый воздухозаборник (22) увеличивается для максимального увеличения эффективной удельной тяги.
9. Способ по п.8 при еще более высокой скорости, отличающийся тем, что упомянутая двигательная установка действует как ПВРД (26), а с помощью упомянутого первого клапана (18а) устанавливают расход упомянутого окислителя (14) для достижения желаемого результирующего расхода топлива для поддержания требуемой скорости.
10. Способ по п.9, отличающийся тем, что упомянутый второй клапан (20а) может быть открыт для создания таким образом дополнительной тяги.
11. Способ по любому из пп.6-10, отличающийся тем, что периферические ракетные двигатели (36) малой тяги, встроенные вблизи центра масс упомянутой ракеты (10), сообщены с упомянутым окислителем (14), и воспламенение упомянутого окислителя (14) в упомянутых периферических ракетных двигателях (36) малой тяги создает богатую кислородом струю ракетного топлива для отклонения упомянутой ракеты (10).
RU2009122187/06A 2006-11-10 2007-11-09 Двигательная установка ракеты с нечувствительным снаряжением и с множественными режимами работы и способ ее действия RU2445491C2 (ru)

Applications Claiming Priority (4)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US85803206P 2006-11-10 2006-11-10
US60/858,032 2006-11-10
US11/983,244 2007-11-08
US11/983,244 US8056319B2 (en) 2006-11-10 2007-11-08 Combined cycle missile engine system

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2009122187A true RU2009122187A (ru) 2010-12-20
RU2445491C2 RU2445491C2 (ru) 2012-03-20

Family

ID=39831510

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2009122187/06A RU2445491C2 (ru) 2006-11-10 2007-11-09 Двигательная установка ракеты с нечувствительным снаряжением и с множественными режимами работы и способ ее действия

Country Status (5)

Country Link
US (1) US8056319B2 (ru)
EP (1) EP2084386B1 (ru)
JP (1) JP4847588B2 (ru)
RU (1) RU2445491C2 (ru)
WO (1) WO2008123868A2 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2627310C1 (ru) * 2016-06-10 2017-08-07 Государственный научный центр Российской Федерации - федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр имени М.В. Келдыша" Прямоточный воздушно-реактивный двигатель с газогенератором открытого типа и регулируемым расходом твердого топлива

Families Citing this family (44)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2010099228A1 (en) 2009-02-24 2010-09-02 Blue Origin, Llc Bidirectional control surfaces for use with high speed vehicles, and associated systems and methods
US9726115B1 (en) * 2011-02-15 2017-08-08 Aerojet Rocketdyne, Inc. Selectable ramjet propulsion system
EP2681439B1 (en) * 2011-03-01 2017-04-05 Grollo Aerospace Engine for use in an aerial vehicle
RU2514821C2 (ru) * 2012-07-09 2014-05-10 Николай Евгеньевич Староверов Ракетный двигатель староверова-12
DE102012111681B4 (de) * 2012-11-30 2020-07-23 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Raumflugkörper
KR101357862B1 (ko) 2012-12-31 2014-01-29 한국항공우주연구원 스크램제트 엔진의 피토압력 및 정압력 측정장치
US9518734B2 (en) 2013-01-28 2016-12-13 General Electric Technology Gmbh Fluid distribution and mixing grid for mixing gases
US10920714B2 (en) * 2013-03-15 2021-02-16 Exquadrum, Inc. Stable hybrid rocket technology
US9487308B2 (en) 2013-03-15 2016-11-08 Blue Origin, Llc Launch vehicles with ring-shaped external elements, and associated systems and methods
DE102013006812B4 (de) * 2013-04-19 2015-01-15 Mbda Deutschland Gmbh Lenkflugkörper sowie Wirksystem, umfassend den Lenkflugkörper
CN103790734B (zh) * 2014-02-18 2015-10-21 苟仲武 一种液态空气加力助推火箭发动机设备及方法
JP6310293B2 (ja) * 2014-03-26 2018-04-11 三菱重工業株式会社 燃焼器、ジェットエンジン、飛しょう体及びジェットエンジンの動作方法
JP6310292B2 (ja) * 2014-03-26 2018-04-11 三菱重工業株式会社 燃焼器、ジェットエンジン、飛しょう体及びジェットエンジンの動作方法
RU2577739C2 (ru) * 2014-07-04 2016-03-20 Виктор Федорович Логинов Способ полета ракеты
RU2565131C1 (ru) * 2014-07-14 2015-10-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" Прямоточный воздушно-реактивный двигатель на твердом горючем и способ функционирования двигателя
RU2573425C1 (ru) * 2014-08-07 2016-01-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" Способ организации горения в гиперзвуковом воздушно-реактивном двигателе
CN104405532B (zh) * 2014-10-28 2016-08-24 上海空间推进研究所 真空射流保护罩
RU2569960C1 (ru) * 2014-12-09 2015-12-10 Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Национальный исследовательский Томский государственный университет" (НИ ТГУ) Гибридный ракетный двигатель
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
CN105298682B (zh) * 2015-11-11 2017-03-22 沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司 一种航空发动机冷加力尾喷管
US10378483B2 (en) * 2015-11-12 2019-08-13 Raytheon Company Aerospike rocket motor assembly
GB2549170B (en) * 2016-02-05 2021-01-06 Bayern Chemie Ges Fuer Flugchemische Antriebe Mbh Device and System for Controlling Missiles and Kill Vehicles Operated with Gel-like Fuels
WO2018125942A1 (en) 2016-12-28 2018-07-05 Blue Origin, Llc Vertical landing systems for space vehicles and associated methods
US10451007B1 (en) * 2017-02-21 2019-10-22 Northrop Grumman Systems Corporation Enhanced operability dual mode ramjet and scramjet engine ignition system
US10591950B2 (en) 2017-04-19 2020-03-17 United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army Copolymerized bis-(ethylene oxy) methane polysulfide polymer and hydroxyl terminated poly butadiene as a solid fueled ramjet fuel
CN107503862A (zh) * 2017-10-10 2017-12-22 北京航空航天大学 一种固液混合火箭组合循环推进系统及其控制方法
CN108843462B (zh) * 2018-04-28 2019-04-02 西北工业大学 分级增压燃烧固体火箭发动机
WO2020123000A2 (en) * 2018-09-12 2020-06-18 University Of Florida Research Foundation, Inc. Fuel injector for hypersonic jet engine operation
CN109693534A (zh) * 2019-02-22 2019-04-30 洛阳驰懋工矿设备有限公司 一种液态氧气化气压力汽车驱动装置的使用方法
DE102019109195A1 (de) * 2019-04-08 2020-10-08 Norma Germany Gmbh Strahlpumpe
DE102019118580B4 (de) * 2019-07-09 2023-02-09 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Triebwerksvorrichtung, Luftfahrzeug, Raumfahrzeug, kombiniertes Luft-/Raumfahrzeug und Verfahren zum Betreiben einer Triebwerksvorrichtung
KR102269204B1 (ko) * 2019-08-12 2021-06-25 주식회사 풍산 램제트 기관을 구비하는 발사체
MX2022013940A (es) * 2020-05-05 2023-02-14 Atlantis Res Labs Inc Sistema de propulsion multimodal.
CN111577484A (zh) * 2020-05-26 2020-08-25 湖南宏大日晟航天动力技术有限公司 一种固体火箭冲压发动机旋转喷管阀燃气流量调节装置
DE102021004807A1 (de) 2020-10-07 2022-04-07 Mathias Herrmann Antriebskonzept zur Kombination von konventionellen Raketentriebwerken und luftatmenden Triebwerken (Heber-Konzept)
US11486682B2 (en) * 2020-10-26 2022-11-01 Raytheon Company Integrated propulsion and warhead system for an artillery round
CN112228246B (zh) * 2020-10-30 2021-11-02 华中科技大学 一种火箭基爆震冲压组合循环发动机及其使用方法和应用
CN112628027B (zh) * 2020-12-15 2021-10-12 中国人民解放军国防科技大学 应用于rbcc发动机的火箭喷管及rbcc发动机
CN113202655B (zh) * 2021-06-07 2022-05-24 北京理工大学 一种固液冲压组合发动机
WO2023074532A1 (ja) * 2021-10-25 2023-05-04 国立大学法人北海道大学 導電性固体燃料、点火装置およびその製造方法、点火方法ならびにロケット燃焼システム
CN114109650B (zh) * 2021-10-27 2023-02-28 厦门大学 一种整体式液体火箭冲压组合动力装置
CN114109651B (zh) * 2021-11-09 2023-05-05 宁波天擎航天科技有限公司 一种固态燃料火箭组合冲压发动机
CN114320662B (zh) * 2022-01-06 2022-11-22 中国人民解放军国防科技大学 一种宽速域高机动吸气式组合推进动力系统及导弹

Family Cites Families (32)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US500730A (en) 1893-07-04 Cattle-guard
US2987875A (en) * 1955-05-26 1961-06-13 Phillips Petroleum Co Ramjet power plants for missiles
US2918220A (en) * 1957-01-22 1959-12-22 Howard M Crow Fluid sprinkler
US3173249A (en) * 1959-08-10 1965-03-16 Thiokol Chemical Corp Air-breathing solid propellant ducted rocket
GB1051972A (ru) * 1963-03-09
US3279187A (en) * 1963-12-09 1966-10-18 Morris W Lindman Rocket-ramjet propulsion engine
US3368353A (en) * 1965-09-30 1968-02-13 United Aircraft Corp Automatic o/f control
US3525223A (en) * 1967-04-01 1970-08-25 Licentia Gmbh Thermodynamic rocket process using alkali metal fuels in a two phase flow
DE1626069B1 (de) * 1967-10-18 1970-10-08 Messerschmitt Boelkow Blohm Kombinationstriebwerk
US3555826A (en) * 1968-12-30 1971-01-19 Donald Perry Bennett Jr Inverse hybrid rocket
DE1926728B1 (de) * 1969-05-24 1971-03-25 Messerschmitt Boelkow Blohm Brennkammer fuer Strahltriebwerke,insbesondere fuer Raketen-Staustrahltriebwerke
US4242865A (en) * 1978-01-25 1981-01-06 Curtiss-Wright Corporation Turbojet afterburner engine with two-position exhaust nozzle
GB2165338B (en) * 1984-10-06 1988-11-02 Rolls Royce Integral rocket and ramjet engine
FR2661454B1 (fr) * 1985-07-12 1994-02-11 Onera Perfectionnements apportes aux propulseurs de type statoreacteur.
US5010730A (en) * 1988-02-24 1991-04-30 Acurex Corporation Gas-fed hybrid propulsion system
FR2863665B1 (fr) * 1988-10-12 2007-03-30 Aerospatiale Statoreacteur a structure tubulaire et missile propulse par un tel statoreacteur
US5028014A (en) * 1988-11-15 1991-07-02 Anderson Jr Carl W Radial bleed total thrust control apparatus and method for a rocket propelled missile
RU1734442C (ru) * 1990-01-15 1995-01-27 Казанский государственный технический университет им.А.Н.Туполева Комбинированный ракетный двигатель
US5099645A (en) * 1990-06-21 1992-03-31 General Dynamics Corporation, Space Systems Division Liquid-solid propulsion system and method
JP2954361B2 (ja) * 1990-12-14 1999-09-27 防衛庁技術研究本部長 液体ラムロケット
US5152136A (en) * 1991-08-05 1992-10-06 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army Solid fuel ducted rocket with gel-oxidizer augmentation propulsion
US5568171A (en) * 1992-04-02 1996-10-22 Hewlett-Packard Company Compact inkjet substrate with a minimal number of circuit interconnects located at the end thereof
US5224344A (en) * 1992-09-04 1993-07-06 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Variable-cycle storable reactants engine
US5572864A (en) * 1994-09-16 1996-11-12 Martin Marietta Corporation Solid-fuel, liquid oxidizer hybrid rocket turbopump auxiliary engine
JP3136065B2 (ja) 1994-12-28 2001-02-19 株式会社アイ・エイチ・アイ・エアロスペース ロケットエンジンおよびロケットエンジンの姿勢制御方法
JP3717002B2 (ja) 1995-05-31 2005-11-16 株式会社アイ・エイチ・アイ・エアロスペース 固体ロケットエンジン
US6354074B1 (en) * 2000-05-24 2002-03-12 Lockheed Martin Corp. Hybrid injection thrust vector control
FR2813344B1 (fr) * 2000-08-28 2002-11-29 Aerospatiale Matra Missiles Systeme d'obturation pour un orifice d'un conduit, en particulier pour un orifice d'une voie d'introduction d'air dans la chambre de combustion d'un statoreacteur
US7281367B2 (en) * 2003-12-05 2007-10-16 Alliant Techsystems Inc. Steerable, intermittently operable rocket propulsion system
US7216474B2 (en) * 2004-02-19 2007-05-15 Aerojet-General Corporation Integrated air inlet system for multi-propulsion aircraft engines
RU2274761C2 (ru) 2004-02-24 2006-04-20 Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Южно-Российский государственный технический университет" (Новочеркасский политехнический институт") Способ регулирования соотношения компонентов топлива в гибридном ракетном двигателе
US7251941B2 (en) * 2004-03-10 2007-08-07 General Electric Company Ablative afterburner

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2627310C1 (ru) * 2016-06-10 2017-08-07 Государственный научный центр Российской Федерации - федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр имени М.В. Келдыша" Прямоточный воздушно-реактивный двигатель с газогенератором открытого типа и регулируемым расходом твердого топлива

Also Published As

Publication number Publication date
US8056319B2 (en) 2011-11-15
RU2445491C2 (ru) 2012-03-20
EP2084386A2 (en) 2009-08-05
EP2084386A4 (en) 2011-07-06
EP2084386B1 (en) 2013-01-30
JP2011508126A (ja) 2011-03-10
WO2008123868A3 (en) 2008-11-27
JP4847588B2 (ja) 2011-12-28
WO2008123868A2 (en) 2008-10-16
US20090205311A1 (en) 2009-08-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2009122187A (ru) Двигательная установка ракеты с комбинированным циклом
US9816463B2 (en) Ramjet including a detonation chamber and aircraft comprising such a ramjet
CN107503862A (zh) 一种固液混合火箭组合循环推进系统及其控制方法
US8205433B2 (en) Pulse detonation/deflagration apparatus and related methods for enhancing DDT wave production
CN107762661B (zh) 一种脉冲爆震引射超燃冲压组合发动机
US6644015B2 (en) Turbojet with precompressor injected oxidizer
US3535881A (en) Combination rocket and ram jet engine
US5224344A (en) Variable-cycle storable reactants engine
US20220372932A9 (en) Ramjet propulsion method
US20090113873A1 (en) Continously air breathing assisted jet engine linear aerospkie rocket
CN108798934A (zh) 变模态分级燃烧固体火箭冲压组合发动机
AU6170800A (en) Hydrogen peroxide based propulsion system
US20230193856A1 (en) Multi-mode propulsion system
RU2380647C1 (ru) Многоступенчатая крылатая ракета
CN117329025B (zh) 一种涡轮排气冲压增推组合循环发动机及航天飞行器
CN111594315B (zh) 一种复合机制全流量循环超声速推进系统及其工作方法
RU2781720C1 (ru) ДЕТОНАЦИОННЫЙ ПУЛЬСИРУЮЩИЙ РАКЕТНО-ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ (ДПуРВРД) И СПОСОБ ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ ДПуРВРД (ВАРИАНТЫ)
CN114109650B (zh) 一种整体式液体火箭冲压组合动力装置
US8763361B2 (en) Propulsion system with movable thermal choke
RU2040702C1 (ru) Прямоточный воздушно-реактивный двигатель
RU2380650C1 (ru) Зенитная ракета
RU2600264C1 (ru) Двухступенчатая космическая ракета
RU155042U1 (ru) Многокамерный жидкостный ракетный двигатель без дожигания генераторного газа
JPS5928054A (ja) 超音速ジエツトエンジン
UA67943A (en) Combined jet propulsion engine

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20141110