RU2012145615A - Гибридный ракетно-прямоточный воздушно-реактивный двигатель - Google Patents
Гибридный ракетно-прямоточный воздушно-реактивный двигатель Download PDFInfo
- Publication number
- RU2012145615A RU2012145615A RU2012145615/06A RU2012145615A RU2012145615A RU 2012145615 A RU2012145615 A RU 2012145615A RU 2012145615/06 A RU2012145615/06 A RU 2012145615/06A RU 2012145615 A RU2012145615 A RU 2012145615A RU 2012145615 A RU2012145615 A RU 2012145615A
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- fuel
- scramjet
- circuit
- ramjet
- Prior art date
Links
Landscapes
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
1. Гибридный ракетно-прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ГРПВРД) содержит корпус первого контура, камеру сгорания первого контура, заряд горючего, бак с окислителем, сверхзвуковой диффузор, сопловой блок первого контура, корпус ГРПВРД, стартовый заряд твердого топлива, формующийся в камеру сгорания второго контура ГРПВРД, сопловой аппарат ГРПВРД, стабилизатор, форсунки для подачи в камеру сгорания первого контура окислительных компонентов, отличающийся тем, что поставленная задача решается за счет использования в первом контуре топлива смешанного агрегатного состояния - гибридное топливо, продукты неполного горения топлива, образующиеся при его сжигании в камере ракетного двигателя (газогенератор на гибридном топливе), используются в качестве горючего для прямоточного контура, это горючее сжигается в воздухе поступающего в камеру сгорания в полете, в основном за счет скоростного напора и частично благодаря эжектирующему действию высоконапорного потока газов, вытекающих из соплового блока ракетной камеры.2. ГРПВРД по п.1, отличающийся тем, что он занимает промежуточное положение между ракетным и ПВРД двигателями, сочетая в себе их рабочие циклы и элементы конструкции и несет в себе ряд преимуществ, присущих обоим двигателям - по сравнению с ракетным двигателем ГРПВРД обладает более высокий удельным импульсом тяги, отнесенным к 1 кг бортового запаса топлива, по сравнению с ПВРД ГРПВРД обеспечивает более высокую тягу с 1 мплощади поперечного сечения двигателя, а в ряде случаев и более высокие значения удельного импульса тяги.3. ГРПВРД по п.1, отличающийся тем, что ПВРД, неспособного создавать тягу на с
Claims (3)
1. Гибридный ракетно-прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ГРПВРД) содержит корпус первого контура, камеру сгорания первого контура, заряд горючего, бак с окислителем, сверхзвуковой диффузор, сопловой блок первого контура, корпус ГРПВРД, стартовый заряд твердого топлива, формующийся в камеру сгорания второго контура ГРПВРД, сопловой аппарат ГРПВРД, стабилизатор, форсунки для подачи в камеру сгорания первого контура окислительных компонентов, отличающийся тем, что поставленная задача решается за счет использования в первом контуре топлива смешанного агрегатного состояния - гибридное топливо, продукты неполного горения топлива, образующиеся при его сжигании в камере ракетного двигателя (газогенератор на гибридном топливе), используются в качестве горючего для прямоточного контура, это горючее сжигается в воздухе поступающего в камеру сгорания в полете, в основном за счет скоростного напора и частично благодаря эжектирующему действию высоконапорного потока газов, вытекающих из соплового блока ракетной камеры.
2. ГРПВРД по п.1, отличающийся тем, что он занимает промежуточное положение между ракетным и ПВРД двигателями, сочетая в себе их рабочие циклы и элементы конструкции и несет в себе ряд преимуществ, присущих обоим двигателям - по сравнению с ракетным двигателем ГРПВРД обладает более высокий удельным импульсом тяги, отнесенным к 1 кг бортового запаса топлива, по сравнению с ПВРД ГРПВРД обеспечивает более высокую тягу с 1 м2 площади поперечного сечения двигателя, а в ряде случаев и более высокие значения удельного импульса тяги.
3. ГРПВРД по п.1, отличающийся тем, что ПВРД, неспособного создавать тягу на старте и имеющего относительно низкую тягу при дозвуковых и трансзвуковых скоростях полета, ГРПВРД может быть эффективно использован в широком диапазоне скоростей; основное преимущество ГРПВРД по сравнению с РДТТ или ЖРД являются не только более высокие энергетические характеристики, но и возможность более глубокого регулирования тяги по модулю, использование в ГРПВРД первого контура создает широкие возможности регулирования рабочего режима двигательной установки как за счет изменения расхода подаваемого генераторного газа, так и за счет его состава, при высоком значении концентрации окислителя в первом контуре ГРПВРД может функционировать по принципу ракетного двигателя.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2012145615/06A RU2012145615A (ru) | 2012-10-26 | 2012-10-26 | Гибридный ракетно-прямоточный воздушно-реактивный двигатель |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2012145615/06A RU2012145615A (ru) | 2012-10-26 | 2012-10-26 | Гибридный ракетно-прямоточный воздушно-реактивный двигатель |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2012145615A true RU2012145615A (ru) | 2014-05-10 |
Family
ID=50629155
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2012145615/06A RU2012145615A (ru) | 2012-10-26 | 2012-10-26 | Гибридный ракетно-прямоточный воздушно-реактивный двигатель |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2012145615A (ru) |
-
2012
- 2012-10-26 RU RU2012145615/06A patent/RU2012145615A/ru not_active Application Discontinuation
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US8544280B2 (en) | Continuous detonation wave engine with quenching structure | |
RU2413859C2 (ru) | Объединенная система камеры сгорания и сопла с комбинированным циклом | |
US20140196460A1 (en) | Ramjet including a detonation chamber and aircraft comprising such a ramjet | |
CN105156228A (zh) | 一种引射辅助式涡轮冲压组合循环发动机 | |
CN107762661B (zh) | 一种脉冲爆震引射超燃冲压组合发动机 | |
RU2013148636A (ru) | Двигатель с незатухающей детонационной волной и летательный аппарат, оборудованный таким двигателем | |
US10563619B2 (en) | Aerospace turbofan engines | |
CN105156229A (zh) | 一种液体喷射辅助式涡轮冲压组合循环发动机 | |
CN205047319U (zh) | 一种引射辅助式涡轮冲压组合循环发动机 | |
CN109899179B (zh) | 一种提升含硼富燃固体推进剂超声速燃烧性能的超燃冲压发动机 | |
CN103742294A (zh) | 液态气体加力喷气发动机及实现喷气飞机加力飞行的方法 | |
RU2454607C1 (ru) | Способ стабилизации процесса горения топлива в камере сгорания и камера сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя летательного аппарата | |
RU2014101385A (ru) | Гибридный ракетно-прямоточный воздушно-реактивный аэрокосмический двигатель | |
KR20110072801A (ko) | 극초음속 공기흡입식 복합사이클 엔진장치 및 그의 엔진모드 | |
EA201100608A1 (ru) | Способ и система питания реактивных двигателей | |
CN104832318A (zh) | 一种冲压喷气发动机 | |
RU135000U1 (ru) | Углеродно-водородный прямоточный двигатель | |
RU2012145615A (ru) | Гибридный ракетно-прямоточный воздушно-реактивный двигатель | |
WO2016039993A1 (en) | Liquid propellant rocket engine with afterburner combustor | |
RU173530U1 (ru) | Силовая установка гиперзвукового летательного аппарата | |
RU2529935C1 (ru) | Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель и способ организации рабочего процесса | |
CN203685414U (zh) | 一种冲压喷气发动机 | |
RU2609549C1 (ru) | Возвращаемая ступень ракеты-носителя и способ ее работы | |
CN104847532A (zh) | 连续爆轰叠加冲压火箭工作方法 | |
CN114109650B (zh) | 一种整体式液体火箭冲压组合动力装置 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
FA92 | Acknowledgement of application withdrawn (lack of supplementary materials submitted) |
Effective date: 20140414 |