RU2016111699A - Двигатель - Google Patents

Двигатель Download PDF

Info

Publication number
RU2016111699A
RU2016111699A RU2016111699A RU2016111699A RU2016111699A RU 2016111699 A RU2016111699 A RU 2016111699A RU 2016111699 A RU2016111699 A RU 2016111699A RU 2016111699 A RU2016111699 A RU 2016111699A RU 2016111699 A RU2016111699 A RU 2016111699A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
combustion chamber
engine according
air
fuel
paragraphs
Prior art date
Application number
RU2016111699A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2016111699A3 (ru
RU2674832C2 (ru
Inventor
Алан БОНД
Ричард ВАРВИЛЛ
Original Assignee
Риэкшн Энджинс Лимитед
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 Риэкшн Энджинс Лимитед filed Critical Риэкшн Энджинс Лимитед
Publication of RU2016111699A publication Critical patent/RU2016111699A/ru
Publication of RU2016111699A3 publication Critical patent/RU2016111699A3/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2674832C2 publication Critical patent/RU2674832C2/ru

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/08—Heating air supply before combustion, e.g. by exhaust gases
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/14—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel
    • F02C7/141—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel of working fluid
    • F02C7/143—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel of working fluid before or between the compressor stages
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
    • F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/22—Fuel supply systems
    • F02C7/228—Dividing fuel between various burners
    • 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
    • F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
    • 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
    • F02K9/78—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof combined with another jet-propulsion plant with an air-breathing jet-propulsion plant
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/70—Application in combination with
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/35—Combustors or associated equipment
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/213—Heat transfer, e.g. cooling by the provision of a heat exchanger within the cooling circuit

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
  • Supercharger (AREA)

Claims (69)

1. Двигатель, содержащий
ракетную камеру сгорания для сгорания топлива и окислителя;
воздушно-реактивную камеру сгорания для сгорания топлива и окислителя;
компрессор для создания давления воздуха для подачи в воздушно-реактивную камеру сгорания;
первую систему подачи топлива для подачи топлива в ракетную камеру сгорания;
вторую систему подачи топлива для подачи топлива в воздушно-реактивную камеру сгорания;
систему подачи окислителя для подачи окислителя в ракетную камеру сгорания;
причем воздушно-реактивная камера сгорания и ракетная камера сгорания выполнены с возможностью независимой эксплуатации.
2. Двигатель по п. 1, дополнительно содержащий
первое устройство теплообменника, имеющего впуск и выпуск, установленное для охлаждения воздуха, подаваемого в компрессор, с использованием теплопередающей среды, перед сжатием компрессором;
контур теплопередающей среды для теплопередающей среды;
второе устройство теплообменника, выполненное с возможностью охлаждения теплопередающей среды за счет топлива, подаваемого первой или второй системой подачи топлива;
3. Двигатель по п. 2, дополнительно содержащий турбину для приведения в действие компрессора, при этом турбина выполнена с возможностью приведения ее в действие с использованием части теплопередающей среды от выпуска первого устройства теплообменника.
4. Двигатель по п. 3, дополнительно содержащий третье устройство теплообменника, выполненное с возможностью нагрева теплопередающей среды перед подачей в турбину.
5. Двигатель по п. 4, дополнительно содержащий первую предварительную камеру сгорания, выполненную с возможностью частичного сжигания по меньшей мере части топлива перед подачей в воздушно-реактивную камеру сгорания.
6. Двигатель по п. 5, в котором выпуск из предварительной камеры сгорания соединен с третьим устройством теплообменника для нагревания теплопередающей среды.
7. Двигатель по п. 5 или 6, в котором первая предварительная камера сгорания выполнена с возможностью частичного сжигания воздуха из компрессора с топливом из второй системы подачи топлива.
8. Двигатель по одному из пп. 1-6, в котором второе устройство теплообменника содержит одну или больше ступеней регенератора.
9. Двигатель по п. 8, в котором ступени регенератора содержат последовательность теплообменников и насосов.
10. Двигатель по одному из пп. 1-6, 9, который содержит один или больше перепускных клапанов в контуре теплопередающей среды для обхода теплопередающей средой одной или больше ступеней первого устройства теплообменника.
11. Двигатель по одному из пп. 1-6, 9, дополнительно содержащий вторую предварительную камеру сгорания для частичного сгорания топлива перед подачей в ракетную камеру сгорания с окислителем, подаваемым по системе подачи окислителя.
12. Двигатель по п. 11, в котором выпуск из второй предварительной камеры сгорания используют для приведения в действие одной или больше турбин для приведения в действие первой системы подачи топлива и/или системы подачи окислителя.
13. Двигатель по одному из пп. 1-6, 9, 12, дополнительно содержащий одну или больше перепускных форсунок для сжигания части топлива, подаваемого от второй системы подачи топлива.
14. Двигатель по одному из пп. 1-6, 9, 12, в котором множество воздушно-реактивных камер сгорания выполнены с размещением вокруг ракетной камеры сгорания.
15. Двигатель по одному из пп. 1-6, 9, 12, в котором ракетная камера сгорания и воздушно-реактивная камера сгорания используют общее сопло.
16. Двигатель по одному из пп. 1-6, 9, 12, в котором топливо из второй системы подачи топлива используют для приведения в действие одной или больше турбин, соединенных с насосами, для приведения в движение теплопередающей среды по контуру теплопередающей среды.
17. Двигатель по одному из пп. 1-6, 9, 12, в котором контур теплопередающей среды выполнен как замкнутый контур потока.
18. Двигатель по одному из пп. 1-6, 9, 12, содержащий гелий в качестве теплопередающей среды.
19. Двигатель по одному из пп. 1-6, 9, 12, в котором первая и вторая системы подачи выполнены для подачи водорода в качестве топлива.
20. Двигатель по одному из пп. 1-6, 9, 12, в котором воздушно-реактивная камера сгорания выполнена с возможностью сжигания сжатого воздуха от указанного компрессора с топливом.
21. Двигатель по одному из пп. 1-6, 9, 12, в котором
воздушно-реактивная камера сгорания выполнена с возможностью сжигания сжатого воздуха от указанного компрессора с топливом, а
двигатель выполнен с возможностью частичного сжигания топлива с указанным сжатым воздухом перед подачей в воздушно-реактивную камеру сгорания.
22. Двигатель по одному из пп. 1-6, 9, 12, выполненный с возможностью запуска в воздушно-реактивном режиме, в котором он приспособлен производить тяговое усилие при непрерывной работе при нулевой скорости полета.
23. Способ эксплуатации двигателя, включающий
обеспечение ракетной камеры сгорания для сгорания топлива и окислителя и воздушно-реактивной камеры сгорания для сгорания топлива и окислителя, при этом воздушно-реактивная камера сгорания и ракетная камера сгорания выполнены с возможностью независимой эксплуатации;
сжатие воздуха с использованием компрессора для подачи в воздушно-реактивную камеру сгорания;
подачу топлива в воздушно-реактивную камеру сгорания с помощью второй системы подачи топлива в первом режиме работы;
подачу топлива в ракетную камеру сгорания с использованием первой системы подачи топлива во втором режиме работы;
подачу окислителя в ракетную камеру сгорания с использованием системы подачи окислителя во втором режиме работы.
24. Способ эксплуатации двигателя по п. 23, дополнительно включающий
в первом режиме работы, охлаждение воздуха, предназначенного для подачи в компрессор, с использованием теплопередающей среды и первого устройства теплообменника, имеющего впуск и выпуск;
использование контура теплопередающей среды для указанной теплопередающей среды;
охлаждение теплопередающей среды за счет топлива, подаваемого либо по первой, либо по второй системе подачи топлива, с помощью второго устройства теплообменника.
25. Способ эксплуатации двигателя по п. 24, в котором в первом режиме работы, теплопередающую среду пропускают мимо одной или больше ступеней первого устройства теплообменника.
26. Способ эксплуатации двигателя по п. 25, в котором в первом режиме работы, температуру воздуха, подаваемого в компрессор, поддерживают выше точки замерзания воды путем избирательного обхода одной или больше ступеней первого устройства теплообменника с теплопередающей средой.
27. Способ эксплуатации двигателя по любому из пп. 24-26, в котором топливо из второй системы подачи топлива частично сжигают с воздухом из компрессора перед подачей в воздушно-реактивную камеру сгорания.
28. Способ эксплуатации двигателя по п. 27, дополнительно включающий использование турбины для приведения в действие компрессора, при этом турбину приводят в действие с помощью части теплопередающей среды, подаваемой от выпуска первого устройства теплообменника.
29. Способ эксплуатации двигателя по п. 28, дополнительно включающий использование третьего устройства теплообменника, при этом в воздушно-реактивном режиме работы теплопередающая среда нагревают в третьем устройстве теплообменника перед подачей в турбину.
30. Способ эксплуатации двигателя по п. 29, дополнительно включающий использование первой предварительной камеры сгорания, в которой по меньшей мере часть топлива частично сгорает перед подачей в воздушно-реактивную камеру сгорания.
31. Способ эксплуатации двигателя по п. 30, в котором выпуск из предварительной камеры сгорания подают в третье устройство теплообменника и используют для нагревания теплопередающей среды.
32. Способ эксплуатации двигателя по п. 30 или 31, в котором в первой предварительной камере сгорания частично сжигают воздух из первого компрессора с топливом из второй системы подачи топлива.
33. Способ эксплуатации двигателя по одному из пп. 23-26, 28-31, в котором второе устройство теплообменника содержит одну или больше ступеней регенератора, и теплопередающую среду пропускают через указанные одну или больше ступеней для охлаждения теплопередающей среды.
34. Способ эксплуатации двигателя по п. 33, в котором ступени регенератора содержат последовательность теплообменников и насосов, причем насосы приводят в действие с помощью турбин, приводимых в действие топливом, подаваемым от второй системы подачи топлива.
35. Способ эксплуатации двигателя по одному из пп. 23-26, 28-31, в котором во втором режиме работы топливо из первой системы подачи топлива частично сжигают во второй предварительной камере сгорания с окислителем из системы подачи окислителя перед подачей в ракетную камеру сгорания.
36. Способ эксплуатации двигателя по п. 35, в котором выпуск из второй предварительной камеры сгорания приводит в действие одну или больше турбин для приведения в действие первой системы подачи топлива и/или системы подачи окислителя.
37. Способ эксплуатации двигателя по одному из пп. 23-26, 28-31, 34, 36, включающий использование одной или большего количества перепускных форсунок, в которых сжигают часть топлива, подаваемого из второй системы подачи топлива.
38. Способ эксплуатации двигателя по любому из пп. 23-26, 28-31, 34, 36, в котором выпуск из ракетной камеры сгорания и воздушно-реактивной камеры сгорания подают в общее сопло.
39. Способ эксплуатации двигателя по одному из пп. 23-26, 28-31, 34, 36, в котором топливо из второй системы подачи топлива приводит в действие одну или больше турбин, соединенных с насосами, для приведения в движение теплопередающей среды по контуру теплопередающей среды.
40. Способ эксплуатации двигателя по одному из пп. 23-26, 28-31, 34, 36, в котором гелий используют в качестве теплопередающей среды.
41. Способ эксплуатации двигателя по одному из пп. 23-26, 28-31, 34, 36, в котором водород подают по первой и второй системам подачи топлива.
42. Способ эксплуатации двигателя по одному из пп. 23-26, 28-31, 34, 36, в котором кислород подают по системе подачи окислителя.
43. Способ эксплуатации двигателя по одному из пп. 23-26, 28-31, 34, 36, в котором рабочее давление в воздушно-реактивной камере сгорания меньше рабочего давления в ракетной камере сгорания.
44. Способ эксплуатации двигателя по одному из пп. 23-26, 28-31, 34, 36, в котором обеспечивают работу воздушно-реактивной камеры сгорания при давлении ниже 20 бар.
45. Способ эксплуатации двигателя по любому из пп. 23-26, 28-31, 34, 36, в котором максимальную температуру теплопередающей среды поддерживают по существу постоянной в ходе первого режима работы.
46. Способ эксплуатации двигателя по одному из пп. 23-26, 28-31, 34, 36, в котором, во время перехода от первого режима работы ко второму режиму работы задействуют как воздушно-реактивную камеру сгорания, так и ракетную камеру сгорания.
47. Способ эксплуатации двигателя по любому из пп. 23-26, 28-31, 34, 36, в котором двигатель устанавливают в воздушном летательном аппарате, летательном аппарате или воздушно-космическом самолете.
48. Воздушный летательный аппарат, летательный аппарат или воздушно-космический самолет, содержащий двигатель по любому из пп. 1-22.
49. Летательный аппарат, самолет или воздушно-космический самолет по п. 48, дополнительно содержащий фюзеляж с аэродинамическими управляющими плоскостями, выполненными с возможностью действовать вместе с двигателем для управляемого взлета по самолетному от нулевой скорости полета, при двигателе, работающем в воздушно-реактивном режиме.
RU2016111699A 2013-10-11 2014-10-10 Двигатель RU2674832C2 (ru)

Applications Claiming Priority (5)

Application Number Priority Date Filing Date Title
GB1318111.0 2013-10-11
GB1318111.0A GB2519155B (en) 2013-10-11 2013-10-11 Engine
US14/296,624 2014-06-05
US14/296,624 US9810153B2 (en) 2013-10-11 2014-06-05 Engine
PCT/GB2014/000408 WO2015052472A1 (en) 2013-10-11 2014-10-10 Combined turbojet and turboprop engine

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2016111699A true RU2016111699A (ru) 2017-11-14
RU2016111699A3 RU2016111699A3 (ru) 2018-08-09
RU2674832C2 RU2674832C2 (ru) 2018-12-13

Family

ID=49679978

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2016111699A RU2674832C2 (ru) 2013-10-11 2014-10-10 Двигатель

Country Status (13)

Country Link
US (1) US9810153B2 (ru)
EP (1) EP3055544B1 (ru)
JP (2) JP6852951B2 (ru)
KR (1) KR102161997B1 (ru)
CN (1) CN105683552B (ru)
AU (1) AU2014333586B2 (ru)
CA (1) CA2926178C (ru)
ES (1) ES2770414T3 (ru)
GB (1) GB2519155B (ru)
IL (1) IL244983B (ru)
RU (1) RU2674832C2 (ru)
UA (1) UA120500C2 (ru)
WO (1) WO2015052472A1 (ru)

Families Citing this family (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106288980B (zh) * 2016-08-09 2018-04-27 西北工业大学 一种基于rbcc动力的可重复使用运载器的使用方法
CN106286012B (zh) * 2016-09-18 2018-04-10 北京航天动力研究所 一种吸气式火箭组合动力装置
CN107989699B (zh) * 2017-11-27 2019-09-27 北京航空航天大学 基于双燃料复合冷却的冲压-强预冷组合飞行器推进系统
GB2577075B (en) * 2018-09-12 2022-11-02 Reaction Engines Ltd Engine module
US11434173B2 (en) * 2019-02-07 2022-09-06 Purdue Research Foundation Methods of fabricating oxide/metal composites and components produced thereby
CN110080908B (zh) * 2019-05-10 2020-11-24 蓝箭航天技术有限公司 一种液体火箭发动机的组装方法
US11692479B2 (en) 2019-10-03 2023-07-04 General Electric Company Heat exchanger with active buffer layer
RU2757437C1 (ru) * 2020-12-22 2021-10-15 Владимир Дмитриевич Куликов Турбореактивный двигатель
US11927136B1 (en) 2021-06-04 2024-03-12 Rtx Corporation Turbofan engine with precooler
CN114320666B (zh) * 2022-01-06 2023-06-30 中南大学 一种空气涡轮火箭发动机系统

Family Cites Families (44)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1888749A (en) 1930-09-05 1932-11-22 Kenneth M Urquhart Reactive combustion engine
US2676457A (en) 1945-11-09 1954-04-27 Fred S Kramer Combined rocket and jet propulsion
US2713243A (en) * 1946-10-23 1955-07-19 Curtiss Wright Corp Rocket and turbine engine combination for aircraft
US2673445A (en) * 1949-06-21 1954-03-30 Bruno W Bruckmann Turbojet and rocket motor combination with hot gas ignition system for nonself-reaction rocket fuels
US2960824A (en) * 1955-08-01 1960-11-22 Rohr Aircraft Corp Rocket starter for gas turbine
US3030771A (en) * 1959-03-02 1962-04-24 United Aircraft Corp Turbo rocket fuel control system
US3049876A (en) * 1960-03-30 1962-08-21 James F Connors Annular rocket motor and nozzle configuration
US3138921A (en) * 1962-04-26 1964-06-30 Gen Electric Variable area nozzle
US3192712A (en) * 1962-12-31 1965-07-06 Gen Electric Load balancing arrangement for annular variable area jet exhaust nozzle
US3387457A (en) 1965-03-01 1968-06-11 George H. Garraway Combined turbojet and turboprop engine
DE2055088A1 (de) * 1970-11-10 1972-05-18 Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München Einrichtung zum Erzeugen von Steuermomenten bei raketengetriebenen Flugkörpern
US4007892A (en) * 1971-07-15 1977-02-15 Tabor Alga M Aircraft flight method and apparatus for boosting an aircraft to a very high altitude and thereafter boosting the aircraft to a high rate of forward speed
US3733824A (en) * 1971-07-20 1973-05-22 L Grainger Antipollution jet engine with reversible auxiliary jet engines operable independently to serve as auxiliary thrusters and brakes
US4170109A (en) * 1977-11-09 1979-10-09 United Technologies Corporation Thrust augmentor having swirled flows for combustion stabilization
US4170111A (en) * 1977-11-09 1979-10-09 United Technologies Corporation Thrust augmentor
US4461145A (en) * 1982-10-08 1984-07-24 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Stall elimination and restart enhancement device
GB2240815B (en) * 1983-12-23 1991-12-18 Alan Bond Improvements in aerospace propulsion
GB2238080B (en) 1987-05-26 1991-10-09 Rolls Royce Plc Improved propulsion system for an aerospace vehicle
US4896501A (en) * 1987-10-22 1990-01-30 Faulkner Robie L Turbojet engine with sonic injection afterburner
US5052176A (en) * 1988-09-28 1991-10-01 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation Combination turbojet-ramjet-rocket propulsion system
US5131223A (en) * 1989-07-13 1992-07-21 Sundstrand Corporation Integrated booster and sustainer engine for a missile
FR2656382B1 (fr) * 1989-12-21 1994-07-08 Europ Propulsion Moteur a propulsion combinee a haute adaptabilite pour aeronef ou avion spatial.
US5115637A (en) * 1989-12-22 1992-05-26 Sundstrand Corporation External cartridge gas combustor ignitor
RU1734442C (ru) * 1990-01-15 1995-01-27 Казанский государственный технический университет им.А.Н.Туполева Комбинированный ракетный двигатель
DE4222947C2 (de) * 1992-07-11 1995-02-02 Deutsche Aerospace Strahltriebwerk
US5419117A (en) * 1993-07-30 1995-05-30 The Boeing Company Turbo jet/RAM jet propulsion system
US6119985A (en) * 1997-03-07 2000-09-19 Pioneer Rocketplane Corporation Reusable rocket-propelled high altitude airplane and method and apparatus for mid-air oxidizer transfer to said airplane
WO1999065769A2 (en) * 1998-06-15 1999-12-23 Lockheed Martin Corporation Electrical drive system for rocket engine propellant pumps
WO2000057048A2 (en) * 1999-03-10 2000-09-28 Williams International Co., L.L.C. Rocket engine
EP1908949A1 (en) * 1999-03-10 2008-04-09 Williams International Co., L.L.C. Rocket engine
US6430919B1 (en) * 2000-03-02 2002-08-13 Direct Propulsion Devices, Inc. Shaped charged engine
US6367243B1 (en) * 2000-04-10 2002-04-09 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Atomic-based combined cycle propulsion system and method
US6644015B2 (en) * 2001-10-29 2003-11-11 Hmx, Inc. Turbojet with precompressor injected oxidizer
GB2400411B (en) * 2003-04-10 2006-09-06 Rolls Royce Plc Turbofan arrangement
US7849670B2 (en) * 2003-04-15 2010-12-14 United Technologies Corporation Propulsion system with integrated rocket accelerator
WO2007013058A2 (en) * 2005-07-27 2007-02-01 Aryeh Yaakov Kohn Combined rocket- jet engine propulsion system
US7721524B2 (en) * 2006-02-15 2010-05-25 United Technologies Corporation Integrated airbreathing and non-airbreathing engine system
CN101059097B (zh) 2006-04-19 2013-12-18 章成谊 圈缸活塞轮发动机
US7886516B2 (en) * 2006-12-18 2011-02-15 Aerojet-General Corporation Combined cycle integrated combustor and nozzle system
US8256203B1 (en) * 2007-01-26 2012-09-04 The University Of Alabama In Huntsville Rocket based combined cycle propulsion unit having external rocket thrusters
FR2933744B1 (fr) * 2008-07-11 2011-06-03 Snecma Moteur-fusee et reacteur comportant une pluralite de tels moteurs-fusees.
FR2964705B1 (fr) * 2010-09-10 2012-08-24 Microturbo Systeme de propulsion pour engin volant, en particulier pour missile
US8844266B1 (en) * 2011-10-03 2014-09-30 Florida Turbine Technologies, Inc. Variable bypass ratio augmented gas turbine engine
CN203214192U (zh) * 2013-04-08 2013-09-25 魏汉章 一种多功能涡轮风扇喷气发动机

Also Published As

Publication number Publication date
AU2014333586B2 (en) 2018-05-10
RU2016111699A3 (ru) 2018-08-09
KR102161997B1 (ko) 2020-10-06
JP6852951B2 (ja) 2021-03-31
JP2017500466A (ja) 2017-01-05
CN105683552B (zh) 2018-09-18
AU2014333586A1 (en) 2016-04-21
IL244983A0 (en) 2016-05-31
EP3055544B1 (en) 2019-11-20
US9810153B2 (en) 2017-11-07
ES2770414T3 (es) 2020-07-01
UA120500C2 (uk) 2019-12-26
WO2015052472A1 (en) 2015-04-16
KR20160068810A (ko) 2016-06-15
CA2926178C (en) 2021-11-09
JP2019152210A (ja) 2019-09-12
JP6836303B2 (ja) 2021-02-24
GB2519155B (en) 2016-10-12
GB2519155A (en) 2015-04-15
RU2674832C2 (ru) 2018-12-13
US20150101342A1 (en) 2015-04-16
CA2926178A1 (en) 2015-04-16
GB201318111D0 (en) 2013-11-27
CN105683552A (zh) 2016-06-15
IL244983B (en) 2020-11-30
EP3055544A1 (en) 2016-08-17

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2016111699A (ru) Двигатель
EP3623604B1 (en) Hybrid expander cycle with pre-compression cooling and turbo-generator
CN110529256B (zh) 用于燃气涡轮发动机组件的空气循环组件
JP6612272B2 (ja) ジェットエンジン冷気冷却システム
RU2016111698A (ru) Двигатель
US6865891B2 (en) Gas turbine engine
KR102297668B1 (ko) 부분 복열 유동 경로를 갖는 동력 발생 시스템 및 방법
JP5042614B2 (ja) ガスタービンエンジンの冷却空気温度を制御するための冷却システム及びガスタービンエンジンアセンブリ
US10563581B2 (en) System and method of compressor inlet temperature control with eductor
CN106014637A (zh) 空气预冷压缩航空发动机及高超声速飞机
US10619568B2 (en) System and method of compressor inlet temperature control with mixing chamber
EP3129621A2 (en) Gas turbine air injection system control and method of operation
EP3572329A1 (en) Aircraft environmental control system
US11254435B2 (en) Supplemental pack driven by bleed air and cabin air
CN105257428A (zh) 一种分布式压缩、旋流冲压发动机
US20180155051A1 (en) Aircraft system
US20170342902A1 (en) System and method of compressor inlet temperature control
US20170342900A1 (en) System and method of compressor inlet temperature control with eductor
CN108869036A (zh) 高速飞行器及涡喷发动机
EP2369145A1 (en) Power generation system and method
US20230374938A1 (en) Hydrogen fueled turbine engine condenser duct
US20230374911A1 (en) Superheated steam injection turbine engine
RU2661427C1 (ru) Двухконтурный турбореактивный двигатель
EP4303418A1 (en) Hybrid electric power for turbine engines having hydrogen fuel systems
RU2599082C1 (ru) Газотурбодетандерная энергетическая установка компрессорной станции магистрального газопровода