RU2046203C1 - Method of feeding hydrocarbon fuel in jet engine installation of flying vehicle and jet engine installation of flying vehicle - Google Patents

Method of feeding hydrocarbon fuel in jet engine installation of flying vehicle and jet engine installation of flying vehicle

Info

Publication number
RU2046203C1
RU2046203C1 SU3023337A RU2046203C1 RU 2046203 C1 RU2046203 C1 RU 2046203C1 SU 3023337 A SU3023337 A SU 3023337A RU 2046203 C1 RU2046203 C1 RU 2046203C1
Authority
RU
Grant status
Grant
Patent type
Prior art keywords
hydrocarbon fuel
fuel
flight
reactor
aircraft
Prior art date
Application number
Other languages
Russian (ru)
Inventor
В.Л. Фрайштадт
Г.А. Тимофеев
В.Н. Исаков
Л.В. Кузьмин
Н.Б. Николаев
А.В. Потрекий
В.И. Мухин
Original Assignee
Государственное научно-исследовательское предприятие гиперзвуковых систем Научно-производственного и внешнеэкономического концерна "Ленинец"
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
Grant date

Links

Images

Abstract

FIELD: flying vehicles. SUBSTANCE: method of feeding hydrocarbon fuel in jet engine installation of flying vehicle consists in preheating the hydrocarbon fuel in heat exchanger before injecting it into the combustion chamber, thermal transformation during preheating in presence of water steam and/or carbon dioxide to hydrogen-containing fuel mixture through feeding fuel, water and/or carbon dioxide to structural parts of flying vehicle which get heated during flight in presence of catalyst. Jet engine installation has turbojet engine secured on airframe with high-melting heat-conducting skin (ramjet engine), additional tanks with components which are used for thermal transformation of initial hydrocarbon fuel, nontight non-heat-conducting envelope embracing the compartments and units and forming chamber of heat exchanger together with inner skin of airframe; this chamber is working volume of first reactor; second reactor is also additionally provided which is made in form of closed reservoir from nontight non-heat-conducting envelope; it has common heat-conducting wall with ramjet engine. EFFECT: increase of cruising speed to hypersonic speed at simultaneous reduction of altitudes of atmospheric flight due to increase of enthalpy and calorific value of initial fuel in the course of flight and increase of specific thrust of engines ensuring cooling of flight vehicle structure. 7 cl, 6 dwg

Description

Изобретение относится к летательным аппаратам, в частности к гиперзвуковым самолетам, снабженным тепловой защитой конструкции и бортового оборудования и силовыми установками, обеспечивающими гиперзвуковую крейсерскую скорость атмосферного полета. The invention relates to aircraft, in particular a hypersonic aircraft, provided with a thermal protection structures and avionics and propulsion systems that provide atmospheric hypersonic cruise flight speed. Оно предназначено для использования в авиационной технике, а также в космической технике, эксплуатирующейся в условиях высокотемпературных (500 ≥ 1500 о С) внешних тепловых воздействий. It is intended for use in aeronautical engineering, as well as in space technology, operating in conditions of high temperature (500 ≥ 1500 ° C) external thermal influences.

Известен способ подачи углеводородного топлива в реактивной двигательной установке летательного аппарата, содержащий предварительный нагрев углеводородного топлива в теплообменнике перед впрыском его в камеру сгорания [1] Known to feed in a hydrocarbon fuel jet propulsion unit of an aircraft, comprising preheating the hydrocarbon fuel in a heat exchanger prior to its injection into the combustion chamber [1]
На фиг.1 показано схематическое изображение энергетических преобразований углеводородного топлива при реализации крейсерского атмосферного полета. 1 shows a schematic view of a hydrocarbon fuel energy conversions when implementing atmospheric cruising flight.

Углеводородное топливо перед подачей его из бака 1 в двигатель 2 предварительно подогревают, повышая тем самым его энтальпию потоком горячего воздуха в теплообменнике 3, который подают от компрессора двигателя 2. Охлажденный при теплообменнике с топливом воздух подают в систему кондиционирования, а нагретое за этот счет топливо в двигатель. The hydrocarbon fuel before it is fed from the tank 1 to the engine 2 is preheated, thereby increasing its enthalpy of a stream of hot air in the heat exchanger 3, which is supplied from the engine compressor at the heat exchanger 2. The cooled with air fed to the fuel conditioning system, and heated for the fuel expense the engine.

Известному способу свойственны следующие существенные недостатки: недостаточная и приближающаяся в настоящее время к теоретическому пределу величина удельной тяги, получаемой в процессе окисления углеводородного топлива, в основном, по следующим причинам: умеренная величина теплотворной способности углеводородного топлива; Known method, characterized by the following significant drawbacks: insufficient and currently approaching the theoretical limit value of specific thrust produced during oxidation of the hydrocarbon fuel, mainly for the following reasons: moderate calorific value of the hydrocarbon fuel; склонность к диссоциации продуктов сгорания в рабочем объеме двигателя, что снижает и без того умеренное энерговыделение рабочего процесса. tendency to dissociation of the combustion products in the working volume of the engine, which reduces the already moderate energy release workflow.

В основе этого недостатка лежат умеренная теплоемкость продуктов сгорания и низкий уровень энергии внутримолекулярных химических связей. The basis of this defect are moderate specific heat of the combustion products and lower energy level of intramolecular chemical bonds. Большой молекулярный вес продуктов сгорания, что уменьшает показатели полноты перехода тепловой энергии в кинетическую. High molecular weight products of combustion, which reduces the transition indicators completeness of thermal energy into kinetic energy.

Высокие энергетические потери вне рабочего объема двигателя, такие как энергия аэродинамического нагрева планера, энергия нагрева силовой конструкции двигателя при осуществлении традиционного способа крейсерского атмосферного полета. High energy loss outside the working volume of the engine, such as aerodynamic heating energy glider heating energy power engine structure, when implementing a conventional method atmospheric cruising flight.

Недостаточная эффективность бортовых конвективных систем охлаждения, где в качестве теплоносителя используется жидкое углеводородное топливо, обусловленная неоптимальным комплексом теплофизических и молекулярных свойств высокомолекулярных углеводородов. Insufficient efficiency board convective cooling systems, where used as a coolant liquid hydrocarbon fuel due to suboptimal complex thermal and molecular properties of high molecular weight hydrocarbons.

Невозможность увеличения крейсерской скорости атмосферного полета, использующего в качестве источника энергии и теплоносителя углеводородное топливо до значений, лежащих в гиперзвуковом диапазоне скоростей М ≥ 6 по изложенным выше причинам. Inability to increase the cruising speed atmospheric flight, using as energy source and coolant hydrocarbon fuel to a value lying in the hypersonic velocity range ≥ 6 M for the reasons given above.

Из источника [1] известна реактивная двигательная установка летательного аппарата для осуществления известного способа, содержащая воздушно-реактивный двигатель, укрепленный на планере летательного аппарата с тугоплавкой теплопроводной обшивкой, с отсеками и агрегатами, баки углеводородного топлива, теплообменник и трубопроводы с арматурой. From the source [1] is known jet propulsion system for an aircraft of the known method comprising a jet engine, mounted on the airframe of the aircraft with a heat-conducting refractory lining, with compartments and aggregates hydrocarbon fuel tanks, pipes and heat exchanger with a valve.

Целью изобретения является увеличение крейсерской скорости атмосферного полета до гиперзвуковой при одновременном уменьшении минимально возможных значений высоты полета за счет повышения полной энтальпии исходного углеводородного топлива в процессе полета и соответствующего увеличения удельной тяги двигателей при одновременном охлаждении конструкции летательного аппарата. The aim of the invention is to increase the cruising velocity to hypersonic flight atmospheric while reducing the lowest possible altitude values ​​by increasing the total enthalpy of the hydrocarbon fuel during flight and a corresponding increase in specific thrust engines while cooling structure of the aircraft.

Сущность изобретения по способу заключается в том, что в способе подачи углеводородного топлива в реактивного топлива в реактивной двигательной установке летательного аппарата, содержащем предварительный подогрев углеводородного топлива в теплообменнике перед впрыском его в камеру сгорания, во время подогрева топлива в процессе полета исходное углеводородное топливо подвергают термическому превращению в присутствии паров воды и(или) углекислоты в водородсодержащую топливную смесь путем подачи топлива, воды и(или) углекислоты к наг The essence of the method of the invention is that the method of supplying a hydrocarbon fuel to jet fuel in a jet propulsion system of the aircraft, comprising preheating the hydrocarbon fuel in a heat exchanger before injecting it into the combustion chamber during fuel heating during flight the hydrocarbon fuel is subjected to thermal conversion in the presence of water vapor, and (or) carbon dioxide in the hydrogen-containing fuel mixture by supplying fuel, water, and (or) carbon dioxide to the naked евающимся в полете частям конструкции летательного аппарата, после чего полученную водородсодержащую топливную смесь подают в камеру сгорания. parts of the aircraft structure evayuschimsya in flight, and the resulting hydrogen-containing fuel mixture fed into the combustion chamber.

Кроме того, с целью обеспечения более полного термического превращения углеводородного топлива термическое превращение углеводородного топлива осуществляют в присутствии катализатора, в качестве которого используют гомогенный катализатор типа жидких кислот HCl, H 2 SO 4 или гетерогенный катализатор типа окисной пленки Al 2 O 3 , а с целью уменьшения взлетного веса размеров летательного аппарата и получения дополнительной тепловой энергии для проведения термического превращения исходного углеводородного топлива в водородсодержащую топлив Furthermore, in order to provide a more complete thermal conversion of the hydrocarbon fuel thermal conversion of the hydrocarbon fuel is carried out in the presence of a catalyst, which is used as a homogeneous type catalyst HCl liquid acids, H 2 SO 4 or heterogeneous type catalyst oxide film Al 2 O 3, and with the aim of size reduction takeoff weight of the aircraft and more heat energy for the thermal conversion of the hydrocarbon fuel into a hydrogen-containing fuels ную смесь в процессе полета пары воды и углекислоту отбирают из продуктов сгорания, отводимых от сопла двигателя, и соединяют с подлежащим термическому превращению углеводородным топливом. hydrochloric during flight the mixture of water vapor and carbon dioxide is withdrawn from the combustion gases discharged from the engine nozzle, and connect with the subject thermally converted hydrocarbon fuel.

Сущность изобретения по устройству заключается в том, что реактивная двигательная установка летательного аппарата, содержащая воздушно-активный двигатель, укрепленный на планере летательного аппарата с тугоплавкой теплопроводной обшивкой, с отсеками и агрегатами, баки углеводородного топлива, теплообменник и трубопроводы с арматурой, дополнительно снабжена прямоточным воздушно-реактивным двигателем, дополнительными баками с компонентами, участвующими в термическом превращении исходного углеводородного топлива, и непроницаемой н The essence of the device of the invention is that the reactive propulsion system of the aircraft, comprising an air-active motor, mounted on the airframe of the aircraft with the refractory heat-conducting lining, with compartments and aggregates hydrocarbon fuel tanks, heat exchanger and piping with valves, further provided with a ramjet -reaktivnym engine, extra fuel tanks with the components involved in the thermal conversion of the hydrocarbon fuel and impermeable n теплопроводной оболочкой, охватывающей отсеки и агрегаты и образующей с внутренней обшивкой планера полость теплообменника, являющуюся рабочим объемом первого реактора, а также дополнительно содержит второй реактор, выполненный в виде замкнутого резервуара из непроницаемой нетеплопроводной оболочки и имеющий общую теплопроводную стенку с воздушно-реактивным двигателем, причем дополнительные баки и баки с углеводородным топливом через трубопроводы с арматурой соединены с реакторами, которые, в свою очередь, через трубопроводы с арм a thermally conductive shell covering the compartments and aggregates and forming with the inner lining of the glider cavity of the heat exchanger, which is the working volume of the first reactor, and further comprising a second reactor configured as a closed container of impermeable nonconductor shell and having a common thermally conductive wall with an air-breathing engine, wherein additional tanks and tanks with the hydrocarbon fuel through the conduits with valves connected to the reactor, which in turn, through conduits with arm атурой соединены с двигателями. Aturi connected to the motors.

Кроме того, с целью дополнительного обеспечения тепловой энергией второго реактора, трубопровод второго реактора выполнен в виде змеевика, а с целью увеличения удельной тяги прямоточного воздушно-реактивного двигателя за счет проведения в прямоточном воздушно-реактивном двигателе частичной рекомбинации свободных радикалов, не успевших рекомбинировать во втором реакторе, трубопровод, соединяющий второй реактор с прямоточным воздушно-реактивным двигателем, выполнен в виде отверстия в их общей стенке. Moreover, to further ensure the thermal energy of the second reactor line the second reactor is in the form of a coil, and to increase specific impulse ramjet engine at the expense of a ramjet engine the partial recombination of free radicals, not had time to recombine in the second reactor conduit connecting the second reactor with a ramjet engine is designed as a hole in their common wall.

Это позволяет за счет повышения полной энтальпии исходного углеводородного топлива путем изменения его молекулярного состава и многократного увеличения нагрева в процессе полета, обеспечить увеличение тяги и скорости выхода из сопла продуктов сгорания, что приводит к увеличению скорости полета при одновременном эффективном охлаждении конструкции летательного аппарата. This allows by increasing the total enthalpy of the hydrocarbon fuel by altering its molecular composition and repeated increase heating during flight, provide increased thrust and exit velocity from the nozzle of the combustion products, leading to an increase in airspeed while effectively cooling structure of the aircraft. Превращение исходного углеводородного топлива в эффективную водородсодержащую топливную смесь, сопровождаемое эндотермическим эффектом, осуществляется в окрестностях нагревающихся частей конструкции летательного аппарата за счет выделяемой ими тепловой энергии. The conversion of the hydrocarbon fuel into a hydrogen-effective fuel mixture, followed by an endothermic effect, carried out in the vicinity of hot parts of the aircraft structure due to heat emitted by them. Эндотермический процесс превращения обеспечивает охлаждение летательного аппарата на крейсерской высоте гиперзвукового полета 10-20 км. The endothermic process of transformation to cool the aircraft at cruising altitude hypersonic flight of 10-20 km.

Вновь образованная топливная смесь, подаваемая в прямоточный воздушно-реактивный двигатель с регулируемым режимом горения, может обеспечить удельную тягу, необходимую для осуществления крейсерского гиперзвукового атмосферного полета. The newly formed fuel mixture fed into the ramjet engine combustion mode with a controlled, can provide specific thrust needed for cruising atmospheric hypersonic flight.

Смысл предлагаемой концепции состоит в качественно новом подходе к решению проблемы повышения общего объемного КПД летательного аппарата за счет полезного использования тепловой энергии, выделяемой конструкцией летательного аппарата в крейсерском атмосферном полете и рассматриваемой в современной авиационной и ракетной технике как вредные тепловые потери. The meaning of the inventive concept consists in qualitatively new approach to solving the problem of improving the overall volumetric efficiency of the aircraft due to the useful heat energy generated structure of the aircraft in cruising flight and atmospheric considered in contemporary aviation and rocket engineering as noxious thermal losses.

На фиг.1 представлено схематическое изображение предварительного повышения энергии углеводородного топлива в известном способе подачи углеводородного топлива в реактивной двигательной установке, принятой за прототип; 1 is a schematic representation of prior enhance hydrocarbon fuel energy in the known method, supply of hydrocarbon fuel in a jet propulsion system, adopted as a prototype; на фиг.2 схематическое изображение использования энергии углеводородного топлива в предлагаемом способе, где для наглядности двигатели условно развернуты относительно планера на 90 о ; Figure 2 a schematic representation of the use of hydrocarbon fuel energy in the proposed method, where, for clarity engines conventionally deployed relative to the airframe 90; на фиг.3-5 схематическое изображение конструкции реактивной двигательной установки летательного аппарата, предназначенной для осуществления предложенного способа; 3-5 schematic design picture jet propulsion unit of an aircraft designed to carry out the proposed method; на фиг.6 схематическое изображение атмосферного полета с использованием предложенного способа. Figure 6 schematic representation of atmospheric flight using the proposed method.

Реактивная двигательная установка летательного аппарата содержит бак 1 с углеводородным топливом, турбореактивный двигатель (ТРД) 2, стойку 3 отбора продуктов сгорания, прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД) 4, планер 5, бак 6 с компонентами для углеводородного топлива, непроницаемую нетеплопроводную оболочку 7, первый реактор 8, второй реактор 9, первый трубопровод 10, второй трубопровод 11, третий трубопровод 12, четвертый трубопровод 13, пятый трубопровод 14, шестой трубопровод 15, седьмой трубопровод (отверстие с клапаном) 16, распылител Rocket propulsion unit of an aircraft comprising the tank 1 with the hydrocarbon fuel, jet engine (THD) 2, the rack 3 selection combustion products ramjet engine (ramjet) 4, glider 5, a tank 6 with the components of the hydrocarbon fuel impermeable nonconductor shell 7 , a first reactor 8, a second reactor 9, a first conduit 10, second conduit 11, the third line 12, fourth line 13, the fifth duct 14, the sixth duct 15, the seventh conduit (opening the valve) 16, sprayer ьную стойку 17, восьмой трубопровод 18, переключающий клапан 19, запорное устройство 20. nuyu rack 17, the eighth line 18, switching valve 19, the locking device 20.

В атмосферном полете, крейсерская скорость и высота которого обеспечивают нагрев внутренней поверхности обшивки планера до температуры более 500 о С, исходное углеводородное топливо из бака 1 (фиг.2), перед тем как направить его в двигатели 2, 4 и использовать там по прямому назначению, подают в окрестности греющихся частей конструкции летательного аппарата к двигателям 2, 4 и планеру 5 и под воздействием высокой температуры (более 500 о С) в присутствии паров воды и(или) углекислоты проводят его термическое превращение, например конверсию, за сче In the atmospheric flight, the cruising speed and the height of which provide internal heating of the airframe skin surface to a temperature above 500 ° C, the hydrocarbon fuel from the tank 1 (2), before directing it into the motor 2, 4, and use it for its intended purpose is supplied in the vicinity of heating part of the aircraft structure to the motors 2, 4 and 5 and the airframe under high temperature (over 500 ° C) in the presence of water vapor, and (or) carbon dioxide is carried out its thermal transformation, for example conversion, due to the DD диссоциации исходного углеводородного топлива, воды и(или) углекислоты на свободные радикалы и последующей их рекомбинации в устойчивые соединения продукты конверсии, после чего из продуктов конверсии формируют поток и подают его в двигатели 2, 4. Продукты конверсии состоят в основном из газообразного водорода (≈ 70 мас.) и содержат также низкомолекулярные углеводороды и окись углерода. dissociation of the hydrocarbon fuel, water, and (or) carbon dioxide on free radicals and their subsequent recombination in stable compounds conversion products, and then form a conversion product of the flow and feed it into the engines 2, 4. The conversion products consist mainly of hydrogen gas (≈ 70 wt.), and also comprise low molecular weight hydrocarbons and carbon monoxide. При проведении термического превращения подводимые к охлаждаемым поверхностям планера 5 и двигателей 2, 4 исходное углеводородное топливо и компоненты, в присутствии которых проводят конверсию, поглощают тепло, передаваемое им поверхностью, нагреваются до температуры 400-500 о С и за этот счет повышают свою энтальпию, поскольку до этой температуры их химический состав меняется незначительно (глубина конверсии не превышает 10-15%). When carrying out thermal conversion supply lines to the cooling surface 5 of the airframe and engines 2, 4 and the hydrocarbon fuel components, which is carried out in the presence of CPA, absorb the heat transferred to them a surface heated to a temperature of 400-500 C and for the expense increase its enthalpy this because until the temperature of the chemical composition varies slightly (depth conversion does not exceed 10-15%).

При дальнейшем росте температуры интенсивность конверсии исходного углеводородного топлива с парами воды и(или) углекислотой резко возрастает и при температуре 800 о С наступает полное превращение исходного углеводородного топлива в топливную смесь, состоящую в основном, из водорода (газообразное водородное топливо). With further increase in temperature, the intensity of conversion of the hydrocarbon fuel with water vapor and (or) carbon dioxide increases sharply at a temperature of 800 ° C there is complete conversion of the hydrocarbon fuel in the fuel mixture, consisting mainly of hydrogen (gaseous hydrogen fuel). Сопровождающий конверсию эндотермический эффект достигает величины 4000 ккал/кг исходного углеводородного топлива, что обеспечивает эффективное охлаждение теплонапряженных элементов конструкции летательного аппарата. Accompanying the conversion of the endothermic effect reaches a value of 4000 kcal / kg of the hydrocarbon fuel that provides effective cooling of heat-stressed structure elements of aircraft.

В этом диапазоне температур (500-800 о С) происходит рост полной энтальпии исходного углеводородного топлива по мере его превращения в водородсодержащую топливную смесь. In this temperature range (500-800 ° C) is a growth total enthalpy of the hydrocarbon fuel at least to its transformation into a hydrogen-fuel mixture. Теплота образования продуктов конверсии выше теплоты образования исходного углеводородного топлива и компонентов, в присутствии которых проводят конверсию, что следует из энергетической сущности рабочего процесса. The heat of formation of conversion products higher heats of formation of the hydrocarbon fuel and components, which is carried out in the presence of conversion, as follows from the nature of the energy of the working process. Начиная с температуры 500 о С при развитии конверсии, тепловая энергия идет, в основном, на увеличение химической энергии исходного топлива, что выражается в существенно большей теплотворной способности и термостойкости вновь образуемой топливной смеси по сравнению с этими характеристиками исходного углеводородного топлива. Starting from a temperature of 500 ° C during the development of the conversion, the thermal energy is mainly to increase the chemical energy of the fuel source, resulting in a substantially higher calorific value and heat resistance of the newly formed fuel mixture compared to these characteristics of the hydrocarbon fuel.

Общая энтальпия вырабатываемой в процессе полета топливной смеси по сравнению с исходным углеводородным топливом возрастает как за счет увеличения химической энергии ее компонентов, так и за счет увеличения ее энтальпии, складывающейся из тепла, потребного для разогрева исходного углеводородного топлива и компонентов, в присутствии которых оно конвертирует до температуры конверсии, и тепла, выделяемого при образовании водородсодержащей топливной смеси путем рекомбинации свободных радикалов в продукты конверсии, приводящего к их наг The total enthalpy produced during the flight of the fuel mixture in comparison with the starting hydrocarbon fuel is increased both by increasing the chemical energy of its components, and by increasing its enthalpy, emerging from the heat needed for the heating of the hydrocarbon fuel and components in the presence of which it converts to conversion temperature, and the heat generated during the formation of a hydrogen-containing fuel mixture by recombination of free radicals in the conversion products, which leads to their naked реву. roar.

Топливную смесь, обладающую высокой теплотворной способностью и повышенной термостойкостью, нагретую до температуры более 800 о С, подают в ПВРД 4 с регулируемым режимом горения и обеспечивают тем самым удельную тягу, необходимую для реализации гиперзвукового крейсерского полета при допустимых температурных режимах конструкции летательного аппарата. Fuel mixture having a high calorific capacity and high thermal stability, heated to a temperature over 800 ° C is fed into the ramjet mode 4 controlled burning and thus provide a specific impulse required to implement hypersonic cruise at permissible temperature conditions of the aircraft structure.

Для обеспечения полного термического превращения (увеличения глубины конверсии) его проводят в присутствии катализаторов. To ensure complete thermal conversion (depth increase conversion) it is carried out in the presence of catalysts. В качестве гомогенных катализаторов могут использоваться жидкие кислоты, такие как HCl, H 2 SO 4 и т.п. The liquid acid may be used as homogeneous catalysts, such as HCl, H 2 SO 4, etc.

Количество такого гомогенного катализатора не превосходит 1% от общей массы исходного топлива, причем катализатор может предварительно растворяться в исходном топливе. The amount of the homogeneous catalyst is at most 1% of the total weight of the fuel source, the catalyst can be pre-dissolved in the initial fuel.

Примером гетерогенного катализатора может служить окись алюминия. An example of a heterogeneous catalyst can be alumina. Присутствие такого катализатора в зоне реакции легко осуществляется использованием окисной пленки (Al 2 O 3 ) на поверхности деталей из алюминиевых сплавов, находящихся в зоне проведения рабочего процесса. The presence of such a catalyst in the reaction zone is readily accomplished using the oxide film (Al 2 O 3) on the surface of aluminum alloy, are in the zone of the working process.

Для уменьшения емкости баков с водой или углекислотой, в присутствии которых проводят конверсию исходного углеводородного топлива в объеме летательного аппарата в процессе полета, часть продуктов сгорания водородсодержащей топливной смеси, которые состоят из паров воды и углекислоты, отводят от сопла ПВРД 4 с помощью пятого трубопровода 14, расположенного в стойке 3 отбора продуктов сгорания, и подают в зону конверсии исходного углеводородного топлива этими компонентами. To reduce capacity tanks with water or carbon dioxide in the presence of which is carried out the conversion of the hydrocarbon fuel in the bulk of the aircraft during the flight portion of the combustion product hydrogen-containing fuel mixtures which consist of water vapor and carbon dioxide is withdrawn from the nozzle ramjet 4 via a fifth conduit 14 disposed in the rack 3, the selection of the combustion products and fed to these components of the hydrocarbon conversion zone fuel. При этом могут быть существенно уменьшены размеры и взлетный вес летательного аппарата за счет уменьшения емкости баков с этими компонентами. At the same time can be significantly reduced size and take-off weight of the aircraft by reducing the capacity of the tanks with these components.

Одновременно с этим в зону конверсии вместе с отводимыми от сопла продуктами сгорания поступает дополнительная тепловая энергия, количество которой зависит от температуры и теплоемкости продуктов сгорания и используемая при проведении рабочего процесса. Simultaneously, the conversion zone with exhaust of combustion nozzle additional heat energy is supplied, the amount of which depends on the temperature and the specific heat of the combustion products and used during the workflow.

Особенность конструкции летательного аппарата (см. фиг.2-5), реализующего предлагаемый способ крейсерского атмосферного полета, состоит в том, что тугоплавкая теплопроводная обшивка планера 5 (например, из сплавов молибдена, бериллия, легированных сталей) лишена теплозащитных покрытий, что обеспечивает приток внутрь конструкции летательного аппарата тепловой энергии, необходимой для осуществления исходного углеводородного топлива в эффективную водородсодержащую топливную смесь, а также допустимые температурные градиенты по нормали к The peculiarity of the aircraft design (see. 2-5) that implements the method atmospheric cruising flight, is that the heat-conducting refractory lining glider 5 (e.g., a molybdenum alloy, beryllium, steel alloys) devoid of thermal barrier coatings that provides influx an aircraft structure inside heat apparatus necessary for the implementation of the hydrocarbon fuel into a hydrogen-containing fuel mixture is effective and permissible temperature gradients normal to the обшивке планера 5, что обеспечивает допустимые механические напряжения силовой конструкции летательного аппарата в процессе крейсерского гиперзвукового атмосферного полета. 5 airframe skin that provides acceptable mechanical stresses primary structure of the aircraft during cruise atmospheric hypersonic flight. Дополнительно летательный аппарат снабжен непроницаемой нетеплопроводной оболочкой 7, выполненной, например, из материала на основе кварцевого волокна, покрытого пленкой из окиси алюминия, которая является гетерогенным катализатором в рабочих процессах по предложенному способу. Additionally, the aircraft is provided with a nonconductor impermeable sheath 7, made for example of a material based on quartz fiber coated with a film of aluminum oxide, which is a heterogeneous catalyst in the proposed method of working processes.

Оболочка 7 размещается внутри планера 5 и содержит в себе отсеки и агрегаты летательного аппарата. The shell 7 is located within the airframe and 5 contains compartments and components of the aircraft. Внутренняя поверхность обшивки планера 5 образует с внешней поверхностью оболочки 7 полость, именуемую в дальнейшем рабочим объемом первого реактора 8, с помощью которого в процессе полета осуществляется охлаждение планера 5 и одновременно с этим превращение исходного углеводородного топлива в эффективную водородсодержащую топливную смесь. The inner surface of the skin of the airframe 5 forms the outer surface of the shell cavity 7, hereinafter referred to as the working volume of the first reactor 8, via which the cooling glider 5 during the flight and at the same time converting raw hydrocarbon fuel into a hydrogen-fuel mixture effectively. Кроме того, летательный аппарат снабжен замкнутым резервуаром, выполненным из непроницаемой нетеплопроводной оболочки и имеющим общую теплопроводную стенку с дополнительно введенным в силовую установку летательного аппарата прямоточным воздушно-реактивным двигателем (ПВРД) 4 с регулируемым режимом горения. In addition, the aircraft is provided with a closed reservoir made of an impermeable membrane and having a nonconductor total thermally conductive wall with additionally introduced into the power plant of the aircraft ramjet engine (ramjet) 4 with a controlled combustion mode.

Названный резервуар именуется в дальнейшем вторым реактором 9. В процессе полета второй реактор 9 осуществляет охлаждение конструкции ТРД 2 и ПВРД 4 и одновременно с этим превращение остальной, не претерпевшей превращения в первом реакторе 8, части исходного углеводородного топлива в эффективную водородсодержащую топливную смесь, используя тепло, выделяемое конструкциями работающих двигателей 2 и 4. Летательный аппарат также дополнительно снабжен баками 6 с Н 2 О или СО 2 . Said tank is hereinafter referred to a second reactor 9. The second reactor during flight 9 performs cooling structure 2 TRD and the ramjet engine 4 and at the same time the conversion of the remaining, not undergone conversion in the first reactor 8, a portion of the hydrocarbon fuel into a hydrogen-fuel mixture effectively using heat secreted constructs running motors 2 and 4. The vehicle is provided with additional tanks 6 with H 2 O or CO 2. Баки 1 и 6 при помощи первого и второго трубопроводов 10, 11 с арматурой соединены с первым и вторым реакторами 8 и 9. The tanks 1 and 6 by the first and second conduits 10, 11 with armature connected to the first and second reactors 8 and 9.

В свою очередь, первый реактор 8 с помощью трубопроводов 12 и 18 соединяется с ТРД 2, а с помощью четвертого трубопровода 13 с ПВРД 4. Второй реактор 9 связан с ТРД 2 с шестым трубопроводом 15, а с ПВРД 4 седьмым трубопроводом 16. In turn, the first reactor 8 via conduits 12 and 18 connected to the turbojet engine 2, and by a fourth conduit 13 with the ramjet 4. The second reactor 9 is connected to a turbojet engine 2 to a sixth duct 15 and a ramjet 4 seventh duct 16.

Трубопроводы могут быть снабжены арматурой, в состав которой входят, например, такие устройства, как смесители, различного рода клапаны, форсунки и т.п. Pipelines can be provided with reinforcement, which includes, for example, devices such as mixers, various kinds of valves, nozzles, etc.

Для дополнительного обеспечения тепловой энергией второго реактора 9 за счет тепла, выделяемого при работе первого реактора 8, четвертый трубопровод 13 вводят во второй реактор 9, где придают ему форму змеевика, что повышает эффективность теплопередачи от высокотемпературной водородсодержащей топливной смеси, образовавшейся в первом реакторе 8 и циркулирующей в змеевике, в рабочий объем второго реактора 9, где также осуществляется конверсия исходного углеводородного топлива с парами воды и(или) углекислотой, после чего змеевик 13 выводят и To further ensure the thermal energy of the second reactor 9 due to heat generated by the operation of the first reactor 8, a fourth conduit 13 is introduced into the second reactor 9, which gives it the shape of a coil, which increases the heat transfer efficiency from the high temperature hydrogen-fuel mixture formed in the first reactor 8 and circulating in the coil, the working volume of the second reactor 9, which is also carried out the conversion of the hydrocarbon fuel with water vapor and (or) carbon dioxide, after which the coil 13 is output and з рабочего объема второго реактора 9 и соединяют его с ПВРД 4 трубопроводом 13, расположенным в распылительной стойке 17. the displacement volume of the second reactor 9 and connects with the conduit 13 ramjet 4 disposed in the spray rack 17.

С целью увеличения тяги ПВРД 4 за счет возможного осуществления частичной рекомбинации свободных радикалов, образующихся во втором реакторе 9 при проведении в нем конверсии исходного углеводородного топлива, седьмой трубопровод 16, соединяющий рабочий объем второго реактора 9 с ПВРД 4, имеет минимальную протяженность и представляет собой отверстие с клапаном в стенке между рабочими объемами и второго реактора 9 и ПВРД 4. Суммарное количество тепла, поступающего через планер в конструкцию летательного аппарата, в крейсерском атмосферном по In order to increase thrust ramjet 4 due to a possible implementation of the partial recombination of free radicals formed in the second reactor 9 during therein for converting a hydrocarbon fuel, the seventh conduit 16 connecting the displacement volume of the second reactor 9 ramjet 4, it has a minimum length and is a hole a valve in the wall between the working volume and the second reactor 9 and ramjet 4. The total amount of heat transferred through the airframe in an aircraft structure in cruising at atmospheric лете на высоте 20000 м со скоростью, соответствующей числу М 6, при размерах планера, соизмеримых с размерами летательного аппарата по прототипу, может достигать 100000 ккал/мин, что эквивалентно мощности теплового потока 10000 л.с. summer at the height of 20,000 m at a speed corresponding to the number M 6, with the size of airframe commensurate with the size of the aircraft according to the prototype, can reach 100,000 kcal / min, which is equivalent to the heat flow power 10,000 hp

Летательный аппарат, на котором осуществляется способ крейсерского атмосферного полета с предложенным способом подачи топлива, располагает двумя видами топлива исходным углеводородным топливом и водородсодержащей топливной смесью, вырабатываемой в процессе полета. An aircraft, which method is carried out outside cruising flight with the proposed method the fuel supply, has two types of fuel hydrocarbon fuel source and hydrogen-fuel mixture generated in the course of the flight. Предлагаемый двухтопливный гиперзвуковой летательный аппарат имеет дополнительные преимущества в случае заправки углеводородным топливом в полете с помощью обычных самолетов-заправщиков в дозвуковом режиме полета. The proposed dual fuel hypersonic aircraft has additional advantages in the case of hydrocarbon fuel refueling in flight with a conventional tanker aircraft in subsonic flight mode.

Схема полета с использованием предложенного способа (см. фиг.6) состоит в следующем. flight scheme using the proposed method (see FIG. 6) is as follows. Для снижения веса шасси и конструкции летательного аппарата он взлетает с неполностью заправленными баками, которые заправляются в полете, где А первая заправка в полете. aircraft in order to reduce the weight of the chassis and design, it takes off from the fully tucked tanks, which are filled in the air, where A is the first in-flight refueling.

Взлет и разгон до числа М 3, а также крейсерский сверхзвуковой полет (режим В) осуществляются с помощью ТРД 2, для чего из бака 1 углеводородное топливо по первому и второму трубопроводам 10, 11 подают во второй и первый реакторы 9, 8, конвективно охлаждают обшивку планера 5 и конструкции двигателей 2, 4 и через шестой, третий и восьмой трубопроводы 12, 15 и 18 подают в ТРД 2, где и сжигают. Rise and acceleration to the number M 3, and cruise supersonic flight (mode B) are carried out using TRD 2, wherefore the tank 1 the hydrocarbon fuel in the first and second conduits 10, 11 is fed into the second and the first reactor 9, 8, convectively cooled cladding the airframe and engine design 5 2, 4, and via the sixth, third, and eighth ducts 12, 15 and 18 is fed into the turbojet 2, where burn. При прогреве топлива в первом и втором реакторах 8, 9 до температуры 500 о С, что может быть достигнуто выбором нужной крейсерской высоты полета, создаются условия для превращения исходного углеводородного топлива в водородсодержащую топливную смесь при одновременном переходе к более эффективному охлаждению конструкции летательного аппарата, что дает возможность увеличения крейсерской скорости до числа М 6. Для осуществления этого в реакторы 8, 9 помимо углеводородного топлива дополнительно подают воду из бака 6 и прекращают подачу исходн When warming up the fuel in the first and second reactors 8, 9 to a temperature of 500 ° C, which can be achieved by selecting the desired cruising altitude flight, the conditions for converting raw hydrocarbon fuel into a hydrogen-fuel mixture, while the transition to a more efficient cooling of the structure of the aircraft that It makes it possible to increase the cruising speed Mach number 6. to accomplish this, the reactors 8, 9 in addition to the hydrocarbon fuel additionally supplied with water from the tank 6 and the supply of feed is stopped го топлива в ТРД 2, для чего с помощью переключающих клапанов 19, запорного устройства 20, четвертого и седьмого трубопроводов 13 и 16 водородсодержащую топливную смесь направляют в ПВРД 4 и переходят в режим гиперзвукового крейсерского полета (режим С) (фиг.6). Fuel th TRD 2, which via the switching valves 19, the locking device 20, the fourth and seventh conduits 13 and 16 of the hydrogen-fuel mixture fed into the ramjet engine 4 and pass in hypersonic cruise mode (C mode) (6).

В режиме С часть продуктов сгорания, представляющих собой пары воды и углекислоту, при помощи пятого трубопровода 14 отводят во второй реактор 9. In mode C portion of the combustion products, which are water vapor and carbon dioxide by means of the fifth conduit 14 is withdrawn into the second reactor 9.

При завершении крейсерского гиперзвукового полета прекращают подачу воды в реакторы и топлива в ПВРД и с помощью ТРД, куда возобновляют подачу углеводородного топлива, завершают полет или производят вторую заправку углеводородным топливом в полете (D) для повторения вышеописанных циклов, обеспечивающих приращение дальности полета (Е) и т.д. Upon completion cruising hypersonic flight stop the flow of water into the reactors and fuel in a ramjet and via TRD where resuming supply of hydrocarbon fuel, complete flight or produce a second refueling hydrocarbon fuel in flight (D) for repeating the above cycles, providing the increment range of flight (E) etc.

Использование предлагаемого способа и устройства для его осуществления имеет следующие преимущества. Using the proposed method and device for its implementation has the following advantages.

Тенденция увеличения скорости и снижения высоты крейсерского атмосферного полета, актуальная для таких типов летательных аппаратов, как правило, сопряжена с ростом энергетических потерь, обусловленных ростом сопротивления среды, полезное использование которых, в частности тепловой энергии, поглощаемой летательным аппаратом за счет его аэродинамического нагрева, лежит в основе реалистического подхода к проектированию такого типа летательных аппаратов. The trend of increasing speed and decreasing altitude cruising atmospheric flight, relevant for these types of aircraft are generally interfaced with increasing energy loss due to increase in environmental resistance, the useful, in particular thermal energy absorbed by the aircraft due to its aerodynamic heating lies the basis of a realistic approach to the design of this type of aircraft.

Проведение предварительного термического превращения исходного углеводородного топлива полете в пределах всей конструкции летательного аппарата, сопровождающегося эффективным охлаждением его конструкции и образованием эффективного газообразного водородного топлива, дает возможность увеличения скорости вплоть до гиперзвуковой с одновременным снижением минимально возможных значений высоты крейсерского атмосферного полета и обеспечивается полезным использованием склонности исходного углеводородного топлива к диссоциации, что A preliminary thermal conversion of the hydrocarbon fuel-flight within the entire aircraft structure, accompanied by effective cooling of its construction and form effective gaseous hydrogen fuel, gives the possibility of increasing the speed up to a hypersonic with simultaneous reduction of the minimum possible height values ​​cruising atmospheric flight and provides useful using an initial inclination hydrocarbon fuel to dissociation that приводит к снижению энергетических затрат при его превращении в водородное топливо, а также к снижению температурного уровня охлаждения конструкции летательного аппарата; It reduces the energy costs of converting it into hydrogen fuel, and also to reduce the temperature level of the cooling structure of the aircraft; полезным использованием экзотермического эффекта рекомбинации свободных радикалов, образующихся в процессе превращения исходного углеводородного топлива, приводящего к росту энтальпии вновь образующегося водородного топлива; beneficial use of exothermic effect of the recombination of free radicals formed during the conversion of the hydrocarbon fuel, which leads to an increase in enthalpy of newly formed hydrogen fuel; подключением к непосредственному решению энергетической проблемы в части генерации водородного топлива всей конструкции летательного аппарата, поглощающего тепло во время полета, что расширяет физическую сущность такого параметра, как общий объемный КПД летательного аппарата; direct connection to solving energy problems in terms of hydrogen fuel generate all aircraft structure, absorbing heat during flight, which expands the physical nature of such a parameter as the total volumetric efficiency of the aircraft; повышением теплотворной способности образуемого газообразного водородного топлива по сравнению с исходным углеводородным в 2,5 раза, а также более полным превращением в двигателе тепловой энергии в кинетическую за счет уменьшения молекулярного веса продуктов сгорания; increasing the calorific value of gaseous hydrogen fuel generated compared to the original hydrocarbon in 2.5 times and more complete conversion to the heat engine into kinetic energy by reducing the molecular weight of the combustion products; повышением эффективности тепловой защиты конструкции летательного аппарата за счет эндотермического эффекта, сопровождающего процесс термического превращения исходного углеводородного топлива и достигающего величины 4000 ккал/кг. increased efficiency of thermal protection structure of the aircraft due to the endothermic effect accompanying the process of thermal conversion of the hydrocarbon fuel and reaches a value of 4000 kcal / kg.

Генерация газообразного водородного топлива из исходного углеводородного на борту летательного аппарата в процессе полета избавляет от необходимости решать крайне сложные технико-экономические проблемы производства, транспортирования, хранения, заправки и размещения на борту топлива на основе жидкого водорода в наземных условиях. Generation of hydrogen gas from the hydrocarbon fuel on board the aircraft during flight eliminates the need to solve extremely complex technical and economic problems of production, transportation, storage, filling and placing on board fuel based on liquid hydrogen in ground conditions.

Возможность реализации высокого аэродинамического качества летательного аппарата за счет снижения тепловых ограничений на конфигурацию его внешних обводов. The possibility of implementing a high aerodynamic quality of the aircraft by reducing the thermal constraints on the configuration of its outer contours.

Снижение тепловых ограничений на режимы и траектории полета. Reduced thermal restrictions on the modes, and trajectory.

Летательный аппарат для реализации предлагаемого способа полета нуждается в экстремальных физических условиях полета, что активизирует работу основных систем летательного аппарата и является принципиальным отличием его от прототипа. The aircraft for the flight of the proposed method requires extreme physical conditions of flight that activates the basic aircraft systems and is a fundamental difference from its prototype.

Увеличение дальности гиперзвукового полета за счет заправок исходным углеводородным топливом в процессе полета в дозвуковом режиме. Increasing hypersonic flight distance due to baseline dressings hydrocarbon fuel during subsonic flight mode.

Claims (7)

  1. 1. Способ подачи углеводородного топлива в реактивной двигательной установке летательного аппарата, содержащий предварительный подогрев углеводородного топлива в теплообменнике перед впрыском его в камеру сгорания, отличающийся тем, что, с целью увеличения крейсерской скорости до гиперзвуковой при одновременном уменьшении минимально возможных значений высот атмосферного полета за счет повышения энтальпии и теплотворной способности исходного углеводородного топлива в процессе полета и повышения удельной тяги двигателей при обеспе 1. A method of supplying a hydrocarbon fuel in a jet propulsion unit of an aircraft, comprising preheating the hydrocarbon fuel in a heat exchanger before it is injected into the combustion chamber, characterized in that, in order to increase the cruising velocity to supersonic while reducing the minimum possible values ​​of atmospheric flight altitudes due increasing enthalpy and heating value of the hydrocarbon fuel during flight and increase in specific thrust engines at secu чении охлаждения конструкции летательного аппарата, во время подогрева топлива в процессе полета исходное углеводородное топливо подвергают термическому превращению в присутствии паров воды и (или) углекислоты в водородсодержащую топливную смесь путем подачи топлива, воды и (или) углекислоты к нагревающимся в полете частям конструкции летательного аппарата, после чего полученную водородсодержащую топливную смесь подают в камеру сгорания. chenii cooling structure of the aircraft, during heating of fuel during the flight the hydrocarbon fuel is subjected to thermal conversion in the presence of water vapor, and (or) carbon dioxide in the hydrogen-containing fuel mixture by supplying fuel, water, and (or) carbon dioxide to heating in flight of the aircraft structure , after which the resulting hydrogen-containing fuel mixture fed into the combustion chamber.
  2. 2. Способ по п.1, отличающийся тем, что, с целью обеспечения более полного термического превращения углеводородного топлива, термическое превращение углеводородного топлива осуществляют в присутствии катализатора. 2. A method according to claim 1, characterized in that, in order to provide a more complete thermal conversion of the hydrocarbon fuel, the thermal conversion of the hydrocarbon fuel is carried out in the presence of a catalyst.
  3. 3. Способ по пп. 3. The method of claim. 1 и 2, отличающийся тем, что в качестве катализатора используют гомогенный катализатор типа жидких кислот HCl, H 2 SO 4 или гетерогенный катализатор типа окисной пленки Al 2 O 3 . 1 and 2, characterized in that the catalyst is a homogeneous catalyst type liquid acids HCl, H 2 SO 4 or heterogeneous type catalyst oxide Al 2 O 3 film.
  4. 4. Способ по п.1, отличающийся тем, что, с целью уменьшения взлетного веса и размеров летательного аппарата, а также получения дополнительной тепловой энергии для проведения термического превращения исходного углеводородного топлива в водородсодержащую топливную смесь в процессе полета, пары воды и углекислоту отбирают из продуктов сгорания, отводимых от сопла двигателя, и соединяют с подлежащим термическому превращению углеводородным топливом. 4. A method according to claim 1, characterized in that, to reduce the takeoff weight of the aircraft and sizes, as well as more thermal energy for the thermal conversion of the hydrocarbon fuel into a hydrogen-fuel mixture during the flight, water vapor and carbon dioxide is withdrawn from combustion gases discharged from the engine nozzle, and connect with the subject thermally converted hydrocarbon fuel.
  5. 5. Реактивная двигательная установка летательного аппарата, содержащая воздушно-реактивный двигатель, укрепленный на планере летательного аппарата с тугоплавкой теплопроводной обшивкой, с отсеками и агрегатами, баки углеводородного топлива, теплообменник и трубопроводы с арматурой, отличающаяся тем, что, с целью увеличения крейсерской скорости до гиперзвуковой при одновременном уменьшении минимально возможных значений высот атмосферного полета и повышения удельной тяги двигателей при обеспечении охлаждения конструкции летательно 5. Jet propulsion unit of an aircraft, comprising a jet engine, mounted on the airframe of the aircraft with the heat conductive refractory lining with compartments and aggregates hydrocarbon fuel tanks, pipes and heat exchanger with reinforcement, characterized in that, in order to increase the cruising speed hypersonic while reducing the minimum possible values ​​of atmospheric flight and increase in specific thrust heights engine designs while providing cooling aviation о аппарата, она дополнительно снабжена прямоточным воздушно-реактивным двигателем, дополнительными баками с компонентами, участвующими в термическом превращении исходного углеводородного топлива, и непроницаемой нетеплопроводной оболочкой, охватывающей отсеки и агрегаты и образующей с внутренней обшивкой планера полость теплообменника, являющуюся рабочим объемом первого реактора, а также дополнительно содержит второй реактор, выполненный в виде замкнутого резервуара из непроницаемой нетеплопроводной оболочки и имеющий общую теп of the apparatus, it is further provided with a ramjet engine, extra fuel tanks with the components involved in the thermal conversion of the hydrocarbon fuel and impermeable nonconductor sheath covering the compartments and components and forming with the inner lining of the glider cavity of the heat exchanger, which is the working volume of the first reactor, and and further comprising a second reactor configured as a closed container of impermeable membranes and having a nonconductor common tep лопроводную стенку с воздушно-реактивным двигателем, причем дополнительные баки и баки с углеводородным топливом через трубопроводы с арматурой соединены с реакторами, которые, в свою очередь, через трубопроводы с арматурой соединены с двигателями. conductivities wall with an air-breathing engine, wherein additional tanks and tanks with the hydrocarbon fuel through the conduits with valves connected to the reactor, which in turn, through conduits with valves connected to the motors.
  6. 6. Установка по п.5, отличающаяся тем, что, с целью дополнительного обеспечения тепловой энергией второго реактора, трубопровод второго реактора выполнен в виде змеевика. 6. Apparatus according to claim 5, characterized in that in order to provide additional thermal energy to the second reactor, the second reactor is designed as a pipe coil.
  7. 7. Установка по пп.5 и 6, отличающаяся тем, что, с целью увеличения удельной тяги прямоточного воздушно-реактивного двигателя за счет проведения в прямоточном воздушно-реактивном двигателе частичной рекомбинации свободных радикалов, не успевших рекомбинировать во втором реакторе, трубопровод, соединяющий второй реактор с прямоточным воздушно-реактивным двигателем, выполнен в виде отверстия в их общей стенке. 7. Apparatus according to claims 5 and 6, characterized in that, in order to increase the specific impulse ramjet engine at the expense of a ramjet engine the partial recombination of free radicals, not had time to recombine in the second reactor, a conduit connecting the second reactor with a ramjet engine is designed as a hole in their common wall.
RU2046203C1 1981-07-27 1981-07-27 Method of feeding hydrocarbon fuel in jet engine installation of flying vehicle and jet engine installation of flying vehicle RU2046203C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2046203C1 RU2046203C1 (en) 1981-07-27 1981-07-27 Method of feeding hydrocarbon fuel in jet engine installation of flying vehicle and jet engine installation of flying vehicle

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2046203C1 RU2046203C1 (en) 1981-07-27 1981-07-27 Method of feeding hydrocarbon fuel in jet engine installation of flying vehicle and jet engine installation of flying vehicle

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2046203C1 true RU2046203C1 (en) 1995-10-20

Family

ID=20928254

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2046203C1 RU2046203C1 (en) 1981-07-27 1981-07-27 Method of feeding hydrocarbon fuel in jet engine installation of flying vehicle and jet engine installation of flying vehicle

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2046203C1 (en)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2014021742A2 (en) * 2012-07-31 2014-02-06 Aleksandrov Oleg Aleksandrovich Method for moving loads in a planet atmosphere at velocities greater than the first cosmic velocity and multiple-mode super-hypersonic aircraft with a high level of air frame integration for implementing said method
RU2663252C1 (en) * 2017-08-03 2018-08-03 Открытое акционерное общество "Научно-производственное предприятие "Конверсия" Hydrocarbon fuel supply system for hypersonic aircraft and method of fuel supply to system

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Техническая информация ЦАГИ, N 15, 1976, с.1-28. *

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2014021742A2 (en) * 2012-07-31 2014-02-06 Aleksandrov Oleg Aleksandrovich Method for moving loads in a planet atmosphere at velocities greater than the first cosmic velocity and multiple-mode super-hypersonic aircraft with a high level of air frame integration for implementing said method
WO2014021742A3 (en) * 2012-07-31 2014-06-12 Aleksandrov Oleg Aleksandrovich Method for moving payloads in the atmosphere of a planet at velocities greater than orbital velocity and hypersonic aircraft for the implementation thereof
RU2618831C2 (en) * 2012-07-31 2017-05-11 Олег Александрович Александров Method and air vehicle for moving in planetary atmosphere with speeds above the first space and highly integrated hypersonic vehicle apparatus (versions) for implementation of the method
RU2663252C1 (en) * 2017-08-03 2018-08-03 Открытое акционерное общество "Научно-производственное предприятие "Конверсия" Hydrocarbon fuel supply system for hypersonic aircraft and method of fuel supply to system

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US4776536A (en) Integrated aircraft fuel thermal management system
US1828784A (en) Pressure fluid generator
US3171379A (en) Hydro-pneumatic ramjet
US2926613A (en) Composite rocket-ram jet fuel
US5313790A (en) Endothermic fluid based thermal management system
US3261571A (en) High altitude aircraft
US3041824A (en) Propulsion system
US20070018038A1 (en) Engine heat exchanger with thermoelectric generation
US4771600A (en) Tripropellant rocket engine
US3038308A (en) Gas turbine combustion chamber and method
US2655786A (en) Method of operating jet engines with fuel reforming
Lefebvre Gas turbine combustion
US3024606A (en) Liquid cooling system for jet engines
Jackson et al. High speed propulsion: Performance advantage of advanced materials
US3570249A (en) Method of operating a rocket combustion chamber and combustion chamber system for performing the method
US2447482A (en) Turbine apparatus
US6668542B2 (en) Pulse detonation bypass engine propulsion pod
US3744427A (en) Fuel grain with open-celled matrix containing lithium
Swithenbank Hypersonic air-breathing propulsion
US5135184A (en) Propellant utilization system
US5730390A (en) Reusable spacecraft
Gurijanov et al. AJAX-New directions in hypersonic technology
US2585626A (en) Turbine mechanism for driving the fuel pumps of rockets
US3525223A (en) Thermodynamic rocket process using alkali metal fuels in a two phase flow
Kanda et al. Conceptual study of a combined-cycle engine for an aerospace plane