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 Download PDF

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
Russia
Prior art keywords
hydrocarbon fuel
flight
fuel
aircraft
heat
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
Application filed by Государственное научно-исследовательское предприятие гиперзвуковых систем Научно-производственного и внешнеэкономического концерна "Ленинец" filed Critical Государственное научно-исследовательское предприятие гиперзвуковых систем Научно-производственного и внешнеэкономического концерна "Ленинец"
Priority to SU3023337 priority Critical patent/RU2046203C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2046203C1 publication Critical patent/RU2046203C1/en

Links

Images

Landscapes

  • Hydrogen, Water And Hydrids (AREA)

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. Оно предназначено для использования в авиационной технике, а также в космической технике, эксплуатирующейся в условиях высокотемпературных (500 ≥ 1500оС) внешних тепловых воздействий.The invention relates to aircraft, in particular to hypersonic aircraft equipped with thermal protection of the structure and on-board equipment and power plants, providing hypersonic cruising speed of atmospheric flight. It is intended for use in aeronautical engineering, as well as in space technology, operating in conditions of high-temperature (500 ≥ 1500 о С) 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]
На фиг.1 показано схематическое изображение энергетических преобразований углеводородного топлива при реализации крейсерского атмосферного полета.
A known method of supplying hydrocarbon fuel in a jet engine of an aircraft, comprising preheating hydrocarbon fuel in a heat exchanger before injecting it into a combustion chamber [1]
Figure 1 shows a schematic representation of the energy transformations of hydrocarbon fuel during the implementation of cruising atmospheric 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. Before supplying it from the tank 1 to the engine 2, the hydrocarbon fuel is preheated, thereby increasing its enthalpy by the flow of hot air in the heat exchanger 3, which is supplied from the engine compressor 2. The air cooled during the heat exchanger with the fuel is supplied to the air conditioning system, and the fuel heated by this into 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; склонность к диссоциации продуктов сгорания в рабочем объеме двигателя, что снижает и без того умеренное энерговыделение рабочего процесса. The known method has the following significant disadvantages: insufficient and currently approaching the theoretical limit, the specific thrust obtained in the process of oxidation of hydrocarbon fuel, mainly for the following reasons: moderate value of the calorific value of hydrocarbon fuel; the tendency to dissociation of combustion products in the working volume of the engine, which reduces the already moderate energy release of the working process.

В основе этого недостатка лежат умеренная теплоемкость продуктов сгорания и низкий уровень энергии внутримолекулярных химических связей. Большой молекулярный вес продуктов сгорания, что уменьшает показатели полноты перехода тепловой энергии в кинетическую. This drawback is based on the moderate heat capacity of the combustion products and the low energy level of intramolecular chemical bonds. The large molecular weight of the combustion products, which reduces the completeness of the transition of thermal energy into kinetic.

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 losses outside the engine’s working volume, such as the energy of aerodynamic heating of the airframe, the energy of heating the power structure of the engine in the implementation of the traditional method of cruising atmospheric flight.

Недостаточная эффективность бортовых конвективных систем охлаждения, где в качестве теплоносителя используется жидкое углеводородное топливо, обусловленная неоптимальным комплексом теплофизических и молекулярных свойств высокомолекулярных углеводородов. The insufficient efficiency of onboard convective cooling systems, where liquid hydrocarbon fuel is used as a heat carrier, due to the non-optimal complex of thermophysical 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. The impossibility of increasing the cruising speed of atmospheric flight, using hydrocarbon fuel as an energy source and coolant to values lying in the hypersonic speed range M ≥ 6 for the above reasons.

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] a jet propulsion system of an aircraft for the implementation of the known method is known, comprising an air-jet engine mounted on an airframe with refractory heat-conducting casing, with compartments and assemblies, hydrocarbon fuel tanks, a heat exchanger and pipelines with valves.

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 speed of atmospheric flight to hypersonic while reducing the minimum possible values of the flight altitude by increasing the total enthalpy of the original hydrocarbon fuel during the flight and a corresponding increase in the specific thrust of the engines while cooling the 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 нагревающимся в полете частям конструкции летательного аппарата, после чего полученную водородсодержащую топливную смесь подают в камеру сгорания. The essence of the invention according to the method lies in the fact that in the method for supplying hydrocarbon fuel to jet fuel in a jet propulsion system of an aircraft, comprising preheating the hydrocarbon fuel in a heat exchanger before injecting it into the combustion chamber, during heating of the fuel during the flight, the initial hydrocarbon fuel is subjected to thermal transformation in the presence of water vapor and (or) carbon dioxide into a hydrogen-containing fuel mixture by supplying fuel, water and (or) carbon dioxide to evayuschimsya parts in flight aircraft structure, after which 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, H2SO4 или гетерогенный катализатор типа окисной пленки Al2O3, а с целью уменьшения взлетного веса размеров летательного аппарата и 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.In addition, in order to provide a more complete thermal conversion of hydrocarbon fuel, the thermal conversion of hydrocarbon fuel is carried out in the presence of a catalyst, which is used as a homogeneous catalyst such as liquid acids HCl, H 2 SO 4 or a heterogeneous catalyst such as an oxide film Al 2 O 3 , and with the aim reducing the take-off weight of the size of the aircraft and obtaining additional thermal energy for the thermal conversion of the original hydrocarbon fuel into hydrogen-containing fuel during the flight, water vapors and carbon dioxide are taken from the combustion products discharged from the engine nozzle and combined with the hydrocarbon fuel to be thermally converted.

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 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 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 арматурой соединены с двигателями. The essence of the invention for the device lies in the fact that the jet propulsion system of the aircraft, containing an air-active engine mounted on the glider of the aircraft with refractory heat-conductive casing, with compartments and assemblies, hydrocarbon fuel tanks, a heat exchanger and pipelines with valves, is additionally equipped with a direct-flow air - jet engine, additional tanks with components involved in the thermal conversion of the original hydrocarbon fuel, and impermeable a heat-conducting shell covering compartments and units and forming a heat exchanger cavity, which is the working volume of the first reactor, with the inner glider skin, and further comprises a second reactor made in the form of a closed tank of an impermeable non-heat-conducting shell and having a common heat-conducting wall with an air-jet engine, additional tanks and tanks with hydrocarbon fuel through pipelines with valves are connected to reactors, which, in turn, through pipelines with arm Atura connected to the engines.

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. In addition, in order to provide additional heat to the second reactor, the pipeline of the second reactor is made in the form of a coil, and in order to increase the specific thrust of the ramjet engine through partial free radical recombination in the ramjet engine that did not have time to recombine in the second reactor, the pipeline connecting the second reactor with a ramjet engine is made in the form of an opening 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. 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. Эндотермический процесс превращения обеспечивает охлаждение летательного аппарата на крейсерской высоте гиперзвукового полета 10-20 км. This allows, by increasing the total enthalpy of the initial hydrocarbon fuel by changing its molecular composition and a multiple increase in heating during the flight, to increase the thrust and the rate of exit of the combustion products from the nozzle, which leads to an increase in flight speed while effectively cooling the structure of the aircraft. The conversion of the original hydrocarbon fuel into an effective hydrogen-containing fuel mixture, accompanied by an endothermic effect, is carried out in the vicinity of the heating parts of the aircraft structure due to the thermal energy emitted by them. The endothermic transformation process provides cooling of the aircraft at a cruising altitude of 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 supplied to the ramjet with an adjustable combustion mode can provide the specific thrust required for cruising hypersonic atmospheric 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 proposed concept is a qualitatively new approach to solving the problem of increasing the overall volumetric efficiency of an aircraft due to the beneficial use of thermal energy emitted by the design of the aircraft in cruising atmospheric flight and considered in modern aviation and rocket technology as harmful heat loss.

На фиг.1 представлено схематическое изображение предварительного повышения энергии углеводородного топлива в известном способе подачи углеводородного топлива в реактивной двигательной установке, принятой за прототип; на фиг.2 схематическое изображение использования энергии углеводородного топлива в предлагаемом способе, где для наглядности двигатели условно развернуты относительно планера на 90о; на фиг.3-5 схематическое изображение конструкции реактивной двигательной установки летательного аппарата, предназначенной для осуществления предложенного способа; на фиг.6 схематическое изображение атмосферного полета с использованием предложенного способа.Figure 1 presents a schematic representation of a preliminary increase in the energy of hydrocarbon fuel in a known method of supplying hydrocarbon fuel in a jet propulsion system, adopted as a prototype; figure 2 is a schematic representation of the use of energy of hydrocarbon fuel in the proposed method, where for clarity, the engines are conventionally deployed relative to the glider at 90 about ; Fig.3-5 schematic representation of the design of the jet propulsion system of the aircraft, designed to implement the proposed method; Fig.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, распылительную стойку 17, восьмой трубопровод 18, переключающий клапан 19, запорное устройство 20. Aircraft jet engine installation contains a tank 1 with hydrocarbon fuel, a turbojet engine (turbojet engine) 2, a rack 3 for the selection of products of combustion, ramjet 4, airframe 5, tank 6 with components for hydrocarbon fuel, an impermeable non-conductive shell 7 , the first reactor 8, the second reactor 9, the first pipe 10, the second pipe 11, the third pipe 12, the fourth pipe 13, the fifth pipe 14, the sixth pipe 15, the seventh pipe (hole with valve) 16, sprayer th rack 17, the eighth pipe 18, the switching valve 19, the locking device 20.

В атмосферном полете, крейсерская скорость и высота которого обеспечивают нагрев внутренней поверхности обшивки планера до температуры более 500оС, 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 500оС) в присутствии паров воды и(или) углекислоты проводят его термическое превращение, например конверсию, за счет 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. 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 400-500оС и за этот счет повышают свою энтальпию, поскольку до этой температуры их химический состав меняется незначительно (глубина конверсии не превышает 10-15%).In the atmospheric flight, the cruising speed and the height of which provide internal heating surface of the skin of the airframe to a temperature over 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 dissociation of the original hydrocarbon fuel, water and (or) carbon dioxide into free radicals and their subsequent recombination into stable compounds, conversion products, after which a stream is formed from the conversion products and fed to engines 2, 4. The conversion products consist mainly of hydrogen gas (≈ 70 wt.) And also contain low molecular weight hydrocarbons and carbon monoxide. 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 since up to this temperature their chemical composition varies slightly (the conversion depth 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 800оС наступает полное превращение исходного углеводородного топлива в топливную смесь, состоящую в основном, из водорода (газообразное водородное топливо). Сопровождающий конверсию эндотермический эффект достигает величины 4000 ккал/кг исходного углеводородного топлива, что обеспечивает эффективное охлаждение теплонапряженных элементов конструкции летательного аппарата.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). The endothermic effect accompanying the conversion reaches 4000 kcal / kg of the original hydrocarbon fuel, which provides effective cooling of the heat-stressed structural elements of the aircraft.

В этом диапазоне температур (500-800оС) происходит рост полной энтальпии исходного углеводородного топлива по мере его превращения в водородсодержащую топливную смесь. Теплота образования продуктов конверсии выше теплоты образования исходного углеводородного топлива и компонентов, в присутствии которых проводят конверсию, что следует из энергетической сущности рабочего процесса. Начиная с температуры 500оС 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.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. The heat of formation of conversion products is higher than the heat of formation of the original hydrocarbon fuel and components in the presence of which the conversion is carried out, which follows from the energy essence of the working process. 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 нагреву. The total enthalpy of the fuel mixture produced during the flight, compared to the original hydrocarbon fuel, increases both due to an increase in the chemical energy of its components, and due to an increase in its enthalpy, which is composed of the heat required to heat the initial hydrocarbon fuel and the components in the presence of which it converts to the conversion temperature, and the heat released during the formation of a hydrogen-containing fuel mixture by recombination of free radicals into conversion products, leading to their heating howling

Топливную смесь, обладающую высокой теплотворной способностью и повышенной термостойкостью, нагретую до температуры более 800оС, 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. В качестве гомогенных катализаторов могут использоваться жидкие кислоты, такие как HCl, H2SO4 и т.п.To ensure complete thermal conversion (increase in conversion depth), it is carried out in the presence of catalysts. Liquid acids such as HCl, H 2 SO 4 and the like can be used as homogeneous catalysts.

Количество такого гомогенного катализатора не превосходит 1% от общей массы исходного топлива, причем катализатор может предварительно растворяться в исходном топливе. The amount of such a homogeneous catalyst does not exceed 1% of the total mass of the initial fuel, and the catalyst can be previously dissolved in the original fuel.

Примером гетерогенного катализатора может служить окись алюминия. Присутствие такого катализатора в зоне реакции легко осуществляется использованием окисной пленки (Al2O3) на поверхности деталей из алюминиевых сплавов, находящихся в зоне проведения рабочего процесса.An example of a heterogeneous catalyst is alumina. The presence of such a catalyst in the reaction zone is easily carried out using an oxide film (Al 2 O 3 ) on the surface of parts made of aluminum alloys located 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. При этом могут быть существенно уменьшены размеры и взлетный вес летательного аппарата за счет уменьшения емкости баков с этими компонентами. To reduce the capacity of the tanks with water or carbon dioxide, in the presence of which the initial hydrocarbon fuel is converted into the volume of the aircraft during the flight, some of the products of combustion of the hydrogen-containing fuel mixture, which consist of water vapor and carbon dioxide, are removed from the ramjet nozzle 4 using the fifth pipeline 14 located in the rack 3 of the selection of combustion products, and served in the conversion zone of the original hydrocarbon fuel with these components. In this case, the size and take-off weight of the aircraft can be significantly reduced by reducing the capacity of 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. At the same time, additional thermal energy enters the conversion zone together with the combustion products discharged from the nozzle, the amount of which depends on the temperature and heat capacity of the combustion products and is used during the working process.

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 обшивке планера 5, что обеспечивает допустимые механические напряжения силовой конструкции летательного аппарата в процессе крейсерского гиперзвукового атмосферного полета. 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. A design feature of the aircraft (see FIGS. 2-5) that implements the proposed method for cruising atmospheric flight is that the refractory heat-conductive sheathing of the airframe 5 (for example, from molybdenum, beryllium alloys, alloy steels) is devoid of heat-resistant coatings, which provides an inflow inside the aircraft’s design of thermal energy necessary for the implementation of the initial hydrocarbon fuel into an effective hydrogen-containing fuel mixture, as well as permissible temperature gradients normal to glider skin 5, which provides permissible mechanical stresses of the aircraft power structure during cruising hypersonic atmospheric flight. Additionally, the aircraft is equipped with an impermeable non-conductive shell 7 made, for example, of a material based on silica fiber coated with a film of aluminum oxide, which is a heterogeneous catalyst in the working processes of the proposed method.

Оболочка 7 размещается внутри планера 5 и содержит в себе отсеки и агрегаты летательного аппарата. 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. 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. The shell 7 is located inside the glider 5 and contains the compartments and units of the aircraft. The inner surface of the casing of the glider 5 forms a cavity with the outer surface of the shell 7, hereinafter referred to as the working volume of the first reactor 8, with the help of which the airframe 5 is cooled during the flight and at the same time the initial hydrocarbon fuel is converted into an effective hydrogen-containing fuel mixture. In addition, the aircraft is equipped with a closed reservoir made of an impermeable non-heat-conducting shell and having a common heat-conducting wall with an additional ramjet engine 4 with an adjustable combustion mode, which is additionally introduced into the aircraft power plant.

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 Н2О или СО2. Баки 1 и 6 при помощи первого и второго трубопроводов 10, 11 с арматурой соединены с первым и вторым реакторами 8 и 9.The named reservoir is hereinafter referred to as the second reactor 9. During the flight, the second reactor 9 cools the structure of the turbofan engine 2 and ramjet 4 and at the same time converts the remaining, not converted in the first reactor 8, part of the original hydrocarbon fuel into an effective hydrogen-containing fuel mixture using heat distinguished by the designs of the working engines 2 and 4. The aircraft is also additionally equipped with tanks 6 with H 2 O or CO 2 . Tanks 1 and 6 using the first and second pipelines 10, 11 with valves are 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 is connected to the turbofan engine 2 via pipelines 12 and 18, and by means of the fourth pipeline 13 to the ramjet 4. The second reactor 9 is connected to the turbofan engine 2 with the sixth pipeline 15, and to the ramjet 4 by the seventh pipeline 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 equipped with fittings, which include, for example, devices such as mixers, various 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 из рабочего объема второго реактора 9 и соединяют его с ПВРД 4 трубопроводом 13, расположенным в распылительной стойке 17. To provide additional heat to the second reactor 9 due to the heat generated during the operation of the first reactor 8, the fourth pipe 13 is introduced into the second reactor 9, where it is shaped like a coil, which increases the heat transfer efficiency from the high-temperature hydrogen-containing fuel mixture formed in the first reactor 8 and circulating in the coil, into the working volume of the second reactor 9, where the conversion of the initial hydrocarbon fuel with water vapor and (or) carbon dioxide is also carried out, after which the coil 13 is withdrawn and h the working volume of the second reactor 9 and connect it with ramjet 4 pipe 13 located 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 полете 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. In order to increase the thrust of the ramjet 4 due to the possible partial recombination of the free radicals formed in the second reactor 9 during the conversion of the initial hydrocarbon fuel in it, the seventh pipeline 16, connecting the working volume of the second reactor 9 with the ramjet 4, has a minimum length and is a hole with a valve in the wall between the working volumes of the second reactor 9 and the ramjet 4. The total amount of heat entering through the airframe into the design of the aircraft in atmospheric cruising summer at an altitude of 20,000 m at a speed corresponding to the number M 6, with glider sizes commensurate with the dimensions of the aircraft of the prototype, it can reach 100,000 kcal / min, which is equivalent to a heat flux capacity of 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. 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 aircraft, on which the method of cruising atmospheric flight is carried out with the proposed method of supplying fuel, has two types of fuel, the initial hydrocarbon fuel and the hydrogen-containing fuel mixture generated during the flight. The proposed dual-fuel hypersonic aircraft has additional advantages in the case of refueling with hydrocarbon fuel in flight using conventional refueling aircraft in subsonic flight mode.

Схема полета с использованием предложенного способа (см. фиг.6) состоит в следующем. Для снижения веса шасси и конструкции летательного аппарата он взлетает с неполностью заправленными баками, которые заправляются в полете, где А первая заправка в полете. The flight scheme using the proposed method (see Fig.6) is as follows. To reduce the weight of the landing gear and the design of the aircraft, it takes off with incompletely filled tanks that refuel in flight, where A is the first refueling in flight.

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. При прогреве топлива в первом и втором реакторах 8, 9 до температуры 500оС, 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 исходного 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).Take-off and acceleration to the number M 3, as well as cruising supersonic flight (mode B) are carried out using turbofan engines 2, for which from the tank 1 hydrocarbon fuel is supplied to the second and first reactors 9, 8 through the first and second pipelines 10, 11, they are convectively cooled the skin of the glider 5 and the design of the engines 2, 4 and through the sixth, third and eighth pipelines 12, 15 and 18 are fed to the turbojet engine 2, where they are burned. 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 makes it possible to increase the cruising speed to the number M 6. To accomplish this, in addition to hydrocarbon fuel, reactors 8, 9 are additionally supplied with water from tank 6 and the supply of 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, part of the combustion products, which are water vapor and carbon dioxide, with the help of the fifth pipeline 14 is diverted to 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. At the end of the cruising hypersonic flight, the water supply to the reactors and fuels in the ramjet is stopped and, using the turbojet engine, where the hydrocarbon fuel supply is resumed, the flight is completed or the second refueling is performed with hydrocarbon fuel in flight (D) to repeat the above cycles, providing an increase in flight range (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 tendency to increase the speed and decrease the altitude of cruising atmospheric flight, which is relevant for these types of aircraft, is usually associated with an increase in energy losses due to an increase in environmental resistance, the useful use of which, in particular the thermal energy absorbed by the aircraft due to its aerodynamic heating, lies at the heart of a realistic approach to designing 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 приводит к снижению энергетических затрат при его превращении в водородное топливо, а также к снижению температурного уровня охлаждения конструкции летательного аппарата; полезным использованием экзотермического эффекта рекомбинации свободных радикалов, образующихся в процессе превращения исходного углеводородного топлива, приводящего к росту энтальпии вновь образующегося водородного топлива; 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; 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; повышением эффективности тепловой защиты конструкции летательного аппарата за счет эндотермического эффекта, сопровождающего процесс термического превращения исходного углеводородного топлива и достигающего величины 4000 ккал/кг. The preliminary thermal conversion of the initial hydrocarbon fuel to flight within the entire structure of the aircraft, accompanied by effective cooling of its structure and the formation of effective gaseous hydrogen fuel, makes it possible to increase the speed up to hypersonic with a simultaneous decrease in the minimum possible altitude values of cruising atmospheric flight and is ensured by the beneficial use of the inclination of the initial hydrocarbon fuel to dissociate that leads to lower energy costs when it is converted to hydrogen fuel, as well as to lower the temperature level of the cooling structure of the aircraft; the beneficial use of the exothermic effect of the recombination of free radicals generated during the conversion of the original hydrocarbon fuel, leading to an increase in the enthalpy of the newly formed hydrogen fuel; connecting to a direct solution to the energy problem regarding the generation of hydrogen fuel of the entire aircraft structure, which absorbs heat during the flight, which expands the physical nature of such a parameter as the total volumetric efficiency of the aircraft; 2.5 times increase in the calorific value of the generated gaseous hydrogen fuel compared to the original hydrocarbon fuel, as well as more complete conversion of kinetic energy into the kinetic energy in the engine by reducing the molecular weight of the combustion products; increasing the efficiency of thermal protection of the aircraft structure due to the endothermic effect that accompanies the process of thermal conversion of the original 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 gaseous hydrogen fuel from the original hydrocarbon fuel on board the aircraft during the flight eliminates the need to solve extremely complex technical and economic problems in the production, transportation, storage, refueling, and placement of liquid hydrogen-based fuel on board in ground conditions.

Возможность реализации высокого аэродинамического качества летательного аппарата за счет снижения тепловых ограничений на конфигурацию его внешних обводов. The ability to implement high aerodynamic quality of the aircraft by reducing thermal restrictions on the configuration of its external contours.

Снижение тепловых ограничений на режимы и траектории полета. Decrease in thermal restrictions on the modes and flight paths.

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 implementation of the proposed method of flight requires extreme physical flight conditions, which activates the operation of the main systems of the aircraft and is a fundamental difference from the prototype.

Увеличение дальности гиперзвукового полета за счет заправок исходным углеводородным топливом в процессе полета в дозвуковом режиме. An increase in the hypersonic flight range due to refueling with the initial hydrocarbon fuel during the flight in the subsonic mode.

Claims (7)

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 обеспечении 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. 1. A method of supplying hydrocarbon fuel in a jet propulsion system of an aircraft, comprising preheating hydrocarbon fuel in a heat exchanger before injecting it into a combustion chamber, characterized in that, in order to increase the cruising speed to hypersonic while reducing the minimum possible altitude values due to atmospheric flight due to increase the enthalpy and calorific value of the initial hydrocarbon fuel during the flight and increase the specific thrust of the engines when providing In order to cool the structure of the aircraft, during the heating of the fuel during the flight, the initial hydrocarbon fuel is subjected to thermal conversion in the presence of water vapor and (or) carbon dioxide into a hydrogen-containing fuel mixture by supplying fuel, water and (or) carbon dioxide to parts of the aircraft structure that are heated during flight after which the resulting hydrogen-containing fuel mixture is fed into the combustion chamber. 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. The method according to claim 1, characterized in that, in order to ensure a more complete thermal conversion of hydrocarbon fuel, the thermal conversion of hydrocarbon fuel is carried out in the presence of a catalyst. 3. Способ по пп. 1 и 2, отличающийся тем, что в качестве катализатора используют гомогенный катализатор типа жидких кислот HCl, H2SO4 или гетерогенный катализатор типа окисной пленки Al2O3.3. The method according to PP. 1 and 2, characterized in that the catalyst used is a homogeneous catalyst such as liquid acids HCl, H 2 SO 4 or a heterogeneous catalyst such as an oxide film of Al 2 O 3 . 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. The method according to claim 1, characterized in that, in order to reduce the take-off weight and size of the aircraft, as well as to obtain additional thermal energy for the thermal conversion of the original hydrocarbon fuel into a hydrogen-containing fuel mixture during the flight, water vapor and carbon dioxide are taken from combustion products discharged from the engine nozzle and connected to the hydrocarbon fuel to be thermally converted. 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 летательного 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 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 арматурой соединены с двигателями. 5. A jet propulsion system of an aircraft, comprising an aircraft-jet engine mounted on an aircraft glider with refractory heat-conducting casing, with compartments and assemblies, hydrocarbon fuel tanks, a heat exchanger and pipelines with valves, characterized in that, in order to increase the cruising speed to hypersonic while reducing the minimum possible values of altitudes of atmospheric flight and increasing the specific thrust of the engines while providing cooling of the structure about the apparatus, it is additionally equipped with a ramjet engine, additional tanks with components involved in the thermal conversion of the original hydrocarbon fuel, and an impermeable non-heat-conducting shell covering compartments and units and forming a heat exchanger cavity with the inner skin of the glider, which is the working volume of the first reactor, and also further comprises a second reactor, made in the form of a closed tank of an impermeable non-heat-conducting shell and having a total heat a wall wall with an jet engine, with additional tanks and tanks with hydrocarbon fuel through pipelines with fittings connected to reactors, which, in turn, through pipelines with fittings are connected to engines. 6. Установка по п.5, отличающаяся тем, что, с целью дополнительного обеспечения тепловой энергией второго реактора, трубопровод второго реактора выполнен в виде змеевика. 6. Installation according to claim 5, characterized in that, in order to provide additional thermal energy to the second reactor, the pipeline of the second reactor is made in the form of a coil. 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. Installation according to claims 5 and 6, characterized in that, in order to increase the specific thrust of the ramjet engine by conducting in the ramjet engine partial recombination of free radicals that did not have time to recombine in the second reactor, a pipeline connecting the second reactor with ramjet engine, made in the form of holes in their common wall.
SU3023337 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
SU3023337 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
SU3023337 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
SU3023337 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 (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2225807C2 (en) * 2002-02-08 2004-03-20 Открытое акционерное общество Производственно-конструкторское объединение "Теплообменник" Fuel heater for heating fuel in flying vehicle tank
RU2293200C2 (en) * 2005-03-11 2007-02-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение прикладной механики им. акад. М.Ф. Решетнева" Method of and device for feeding working medium of spacecraft engine plant
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
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 (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2225807C2 (en) * 2002-02-08 2004-03-20 Открытое акционерное общество Производственно-конструкторское объединение "Теплообменник" Fuel heater for heating fuel in flying vehicle tank
RU2293200C2 (en) * 2005-03-11 2007-02-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение прикладной механики им. акад. М.Ф. Решетнева" Method of and device for feeding working medium of spacecraft engine plant
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
JPS63120841A (en) Pusher and method of improving fuel device
CN104632467B (en) Rocket thrust chamber provided with acoustic cavity and applied to supersonic airliner and supply system thereof
JPS63125497A (en) Aircraft and fuel storage method
JPS63120840A (en) Pusher and method of improving fuel device
US4840025A (en) Multiple-propellant air vehicle and propulsion system
CN105649775B (en) With system and method, aircraft that compressed air is force source
US20150315971A1 (en) High-speed vehicle power and thermal management system and methods of use therefor
US7963100B2 (en) Cooling system for high-speed vehicles and method of cooling high-speed vehicles
CN113217194B (en) Composite channel regenerative cooling active heat protection system based on steam reforming
CN105258385A (en) Cooling and heating machine and applications thereof
CN106949497B (en) A regenerative cooling dual-channel scheme for enhancing heat transfer by spraying against the wall
JP2016510278A (en) Aircraft and method for managing evaporated cryogenic fuel
US20240102657A1 (en) System and method for using ammonia as a fuel source for engines
RU2012132698A (en) METHOD FOR CARRYING LOADS IN THE ATMOSPHERE OF PLANETS AT SPEEDS ABOVE THE FIRST SPACE AND MULTI-MODE SUPER-SONIC FLIGHT VEHICLE WITH HIGH PLANER INTEGRATION FOR ITS IMPLEMENTATION
JPS63120842A (en) Pusher
RU2046203C1 (en) Method of feeding hydrocarbon fuel in jet engine installation of flying vehicle and jet engine installation of flying vehicle
Sato et al. Development study of the ATREX engine for TSTO spaceplane
JPS63113169A (en) Pusher, combustion apparatus liner and manufacture of liner for nozzle
JPH07284655A (en) Heat carrying out device
Yao et al. Performance study of a pre-cooled turbo-rocket combined engine under a wide Mach number of 0~ 5
US4835959A (en) Multiple-propellant air vehicle and propulsion system
IANOVSKI et al. Endothermic fuels for hypersonic aviation
RU2059537C1 (en) Hypersonic flying vehicle
GB2119447A (en) Vapourising systems in jet propulsion or gas turbine engines
Korabelnikov et al. Thermal protection of hypersonic flight vehicle using chemical heat regeneration