RU2059537C1 - Гиперзвуковой летательный аппарат - Google Patents
Гиперзвуковой летательный аппарат Download PDFInfo
- Publication number
- RU2059537C1 RU2059537C1 RU93010624A RU93010624A RU2059537C1 RU 2059537 C1 RU2059537 C1 RU 2059537C1 RU 93010624 A RU93010624 A RU 93010624A RU 93010624 A RU93010624 A RU 93010624A RU 2059537 C1 RU2059537 C1 RU 2059537C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- combustion
- engine
- temperature
- ramjet
- combustion chamber
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Изобретение относится к авиационно-космической технике, а именно к гиперзвуковым летательным аппаратам. Гиперзвуковой летательный аппарат содержит внешнюю оболочку 1, внутреннюю оболочку 2, химический реактор, регенерации тепла, содержащий низкотемпературный и высокотемпературный реакторы, размещенные между оболочками 1 и 2, воздухозаборник смешанного сжатия 4, магнитогидродинамический генератор, камеру сгорания 6, магнитогидродинамический ускоритель 7, сопло 8, предионизатор 9, размещенный на обечайке воздухозаборника 4. 2 з. п. ф-лы, 2 ил.
Description
Изобретение относится к авиационно-космической технике, а именно к гиперзвуковым летательным аппаратам.
Известна силовая установка космического аппарата, содержащая ионизационную камеру для топлива и устройство для ускорения ионов [1] В известном устройстве отсутствуют конструктивные элементы, позволяющие осуществить сжигание топлива, что не позволяет получить достаточно большие величины силы тяги.
Известен гиперзвуковой летательный аппарат с турбореактивным двигателем и прямоточным воздушно-реактивным двигателем со сверхзвуковым горением [2]
Силовая установка известного гиперзвукового летательного аппарата имеет неудовлетворительные параметры сверхзвукового горения и недостаточную энерговооруженность.
Силовая установка известного гиперзвукового летательного аппарата имеет неудовлетворительные параметры сверхзвукового горения и недостаточную энерговооруженность.
Технической задачей является повышение дальности полета гиперзвукового летательного аппарата путем повышения эффективности сверхзвукового горения и увеличения энерговооруженности силовой установки при лучшем использовании энергии набегающего потока.
Решение технической задачи достигается тем, что гиперзвуковой летательный аппарат содержит планер, прямоточный воздушно-реактивный двигатель со сверхзвуковым горением, системы их тепловой защиты, причем система тепловой защиты планера выполнена в виде вложенных одна в другую оболочек, между которыми расположен каталитический реактор химической регенерации тепла, реактор планера выполнен в виде низкотемпературного и высокотемпературного химических реакторов, а прямоточный воздушно-реактивный двигатель со сверхзвуковым горением дополнительно снабжен магнитогазодинамическим генератором, размещенным перед камерой сгорания, причем воздухозаборник прямоточного воздушно-реактивного двигателя со сверхзвуковым горением снабжен устройством для ионизации воздушного потока, на выходе камеры сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя со сверхзвуковым горением расположен магнитогазодинамический ускоритель, гиперзвуковой летательный аппарат дополнительно снабжен по крайней мере одним турбореактивным двигателем.
На фиг.1 изображен общий вид устройства; на фиг.2 схема, поясняющая работу устройства для активного охлаждения с пользованием реакторов химической регенерации тепла.
Гиперзвуковой летательный аппарат содержит планер, снабженный вложенными оболочками 1 и 2, между которыми размещена система активного охлаждения с использованием реакторов 3 химической регенерации тепла. Воздухозаборник 4 с предионизатором расположен на входе магнитогазодинамического генератора 5, который соединен с камерой сгорания 6. На выходе камеры сгорания размещен МГД-ускоритель 7 и сопло 8.
Устройство работает следующим образом.
При движении гиперзвукового летательного аппарата в атмосфере Земли с гиперзвуковой скоростью, часть кинетической энергии воздушного потока, идущей на разогрев его поверхности, используется для термохимического разложения топлива. Предварительно смешанные углеводородное топливо и вода, нагреваясь, испаряются, а образовавшийся пар дополнительно перегревается. Подготовленная таким образом смесь для проведения химической реакции сначала поступает в низкотемпературный реактор, а получившиеся в нем продукты реакции направляются в высокотемпературный химический реактор, где происходит реакция с высоким эндотермическим эффектом. В результате проведенных химических реакций выделяется в основном водород, который смешивается с частью углеводородного топлива (керосина), поступающего прямо из бака, обогащенная водородом топливная смесь далее подается в камеру сгорания 6 прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Через воздухозаборник 4 и магнитогазодинамический генератор 5, заторможенный и предварительно ионизированный поток заборного воздуха также поступает в камеру сгорания 6 и обеспечивает интенсивное сгорание топливной смеси. Истекающие продукты сгорания создают тягу двигателя. Продукты сгорания попадают в сопло 8 и, расширяясь, выходят наружу. Для увеличения тяги включается МГД-ускоритель 7, разгоняющий продукты сгорания. Летящий в атмосфере аппарат преобразует кинетическую энергию набегающего воздушного потока в виды энергии, повышающие энерговооруженность силовой установки летательного аппарата.
Специальная система активного охлаждения с использованием низкотемпературного химического реактора (НТХР) и высокотемпературного химического реактора (ВТХР) работает следующим образом. При атмосферном полете ГЛА происходит аэротермодинамический нагрев конструкции, теплопроводная внешняя оболочка 1 пропускает тепло внутрь корпуса. Под действием этого тепла предварительно смешанные углеводородное тепло (УВТ) и вода, нагреваясь, испаряются, образовавшийся пар дополнительно перегревается. Подготовленная таким образом смесь для проведения химической реакции сначала поступает в низкотемпературный реактор, затем получившиеся продукты реакции направляются в высокотемпературный реактор, где происходит реакция с высоким эндотермическим эффектом.
Как уже было пояснено выше, в результате проведенных химических реакций выделяется в основном водород, обогащенная водородом в смесителе топливная смесь подается далее в камеру сгорания 6 (КС).
Claims (3)
1. ГИПЕРЗВУКОВОЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ, содержащий планер, прямоточный воздушно-реактивный двигатель со сверхзвуковым горением, системы их тепловой защиты, отличающийся тем, что система тепловой защиты планера выполнена в виде вложенных одна в другую оболочек, между которыми расположен каталитический реактор химической регенерации тепла, реактор планера выполнен в виде низкотемпературного и высокотемпературного химических реакторов, а прямоточный воздушно-реактивный двигатель со сверхзвуковым горением дополнительно снабжен магнитогазодинамическим генератором, размещенным перед камерой сгорания, причем воздухозаборник прямоточного воздушно-реактивного двигателя со сверхзвуковым горением снабжен устройством для ионизации воздушного потока.
2. Аппарат по п.1, отличающийся тем, что на выходе камеры сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя со сверхзвуковым горением расположен магнитогазодинамический ускоритель.
3. Аппарат по п.1, отличающийся тем, что гиперзвуковой летательный аппарат дополнительно снабжен по крайней мере одним турбореактивным двигателем.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU93010624A RU2059537C1 (ru) | 1993-03-01 | 1993-03-01 | Гиперзвуковой летательный аппарат |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU93010624A RU2059537C1 (ru) | 1993-03-01 | 1993-03-01 | Гиперзвуковой летательный аппарат |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU93010624A RU93010624A (ru) | 1994-12-15 |
RU2059537C1 true RU2059537C1 (ru) | 1996-05-10 |
Family
ID=20137950
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU93010624A RU2059537C1 (ru) | 1993-03-01 | 1993-03-01 | Гиперзвуковой летательный аппарат |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2059537C1 (ru) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO1999015772A1 (fr) * | 1997-09-25 | 1999-04-01 | Anatoly Grigorievich Korolev | Groupe propulseur pour aeronefs et vaisseaux spatiaux hypersoniques |
RU2445510C2 (ru) * | 2004-09-22 | 2012-03-20 | Элвинг Ллс | Ракетный двигатель малой тяги для космического летательного аппарата |
-
1993
- 1993-03-01 RU RU93010624A patent/RU2059537C1/ru active
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
1. Патент Англии N 2143281, кл. F 03H 1/00, 1985. 2. Техническая информация ЦАГИ N 16, 1970, с.9, фиг.1. * |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO1999015772A1 (fr) * | 1997-09-25 | 1999-04-01 | Anatoly Grigorievich Korolev | Groupe propulseur pour aeronefs et vaisseaux spatiaux hypersoniques |
RU2445510C2 (ru) * | 2004-09-22 | 2012-03-20 | Элвинг Ллс | Ракетный двигатель малой тяги для космического летательного аппарата |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CA1243848A (en) | Gas compressor for jet engine | |
RU2303154C2 (ru) | Устройство (варианты) и способ сжигания ракетного топлива | |
US10047732B2 (en) | Electrothermal device for a propulsion system, especially for a turbojet, propulsion system comprising such an electrothermal device, and associated method | |
CA2341437A1 (en) | Fuel supply system for a vehicle including a vaporization device for converting fuel and water into hydrogen | |
US3747339A (en) | Reaction propulsion engine and method of operation | |
US3099131A (en) | Power generation system for propulsion and method of operating same | |
US3159967A (en) | Variable thrust ion engine utilizing thermally decomposable solid fuel | |
Bityurin et al. | On a perspective of MHD technology in aerospace applications | |
RU2059537C1 (ru) | Гиперзвуковой летательный аппарат | |
US6766638B1 (en) | Hydrogen peroxide based propulsion system | |
RU2663252C1 (ru) | Система подачи углеводородного топлива для гиперзвукового летательного аппарата и способ подачи топлива в систему | |
Kuranov et al. | Fundamental techniques of the" Ajax" concept-Modern state of research | |
US3898798A (en) | Subliming solids bipropellant fuel system power generator | |
Kuranov et al. | Hypersonic technologies of atmospheric cruise flight under AJAX concept | |
GB2225059A (en) | Gas turbine electricity generation | |
CN204877714U (zh) | 一种航空、航天、航海于一体的混合发动机 | |
RU93010568A (ru) | Способ создания тяги гиперзвукового летательного аппарата в крейсерском атмосферном режиме полета | |
CN104963788B (zh) | 一种航空、航天、航海于一体的混合发动机 | |
US3646760A (en) | Vapor cycle propulsion system | |
RU2046203C1 (ru) | Способ подачи углеводородного топлива в реактивной двигательной установке летательного аппарата и реактивная двигательная установка летательного аппарата | |
US20050210862A1 (en) | Quantum jet turbine propulsion system | |
RU2121070C1 (ru) | Гиперзвуковой прямоточный двигатель | |
Korabelnikov et al. | Thermal protection of hypersonic flight vehicle using chemical heat regeneration | |
Kumar | Rocket Propulsion: Classification of Different Types of Rocket Propulsion System and Propulsive Efficiency | |
Myrabo | MHD propulsion by absorption of laser radiation |