RU2076829C1 - Composite ramjet engine - Google Patents
Composite ramjet engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2076829C1 RU2076829C1 RU93055149A RU93055149A RU2076829C1 RU 2076829 C1 RU2076829 C1 RU 2076829C1 RU 93055149 A RU93055149 A RU 93055149A RU 93055149 A RU93055149 A RU 93055149A RU 2076829 C1 RU2076829 C1 RU 2076829C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- channel
- ramjet
- engine
- air intake
- direct
- Prior art date
Links
- 239000002131 composite material Substances 0.000 title abstract 3
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims description 10
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 3
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 2
- 230000033001 locomotion Effects 0.000 description 2
- MYMOFIZGZYHOMD-UHFFFAOYSA-N Dioxygen Chemical compound O=O MYMOFIZGZYHOMD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 1
- 230000000903 blocking effect Effects 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 230000010006 flight Effects 0.000 description 1
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 1
- 239000002245 particle Substances 0.000 description 1
- 230000006798 recombination Effects 0.000 description 1
- 238000005215 recombination Methods 0.000 description 1
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 1
Images
Landscapes
- Combined Controls Of Internal Combustion Engines (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к аэрокосмической технике и может быть использовано на гиперзвуковых летательных аппаратах (ГЛА), включая воздушно-космические самолеты, предназначенные для доставки полезной нагрузки на рабочие или промежуточные орбиты. The invention relates to aerospace engineering and can be used on hypersonic aircraft (GLA), including aerospace aircraft, designed to deliver payloads to working or intermediate orbits.
Известны технические решения по соосному расположению различных типов двигателей в канале прямоточного воздушно-реактивного двигателя /ПВРД/. Например, аэрокосмический самолет, снабженный двигательной установкой /ДУ/, в канале ПВРД которого расположен ракетный двигатель [1] Однако наличие в канале ПВРД центрального тела, которое в ряде случаев используется для размещения на его боковой поверхности топливных форсунок, ограничивает возможности ПВРД [2]
Известны другие технические решения, в которых расширение возможностей ПВРД решают, например, путем изготовления ПВРД двухступечатым и по мере приближения к гиперзвуковой скорости происходит сбрасывание первой группы /Патент США N 4338783 от 13.07.82. F 02 R 7/18, F 02 K 9/76, НКИ 60/225/. Одноразовое применение первой группы повышает стоимость ДУ при массовых полетах ЛА.Known technical solutions for the coaxial arrangement of various types of engines in the channel of a ramjet / ramjet /. For example, an aerospace aircraft equipped with a propulsion system / ДУ /, in which a rocket engine is located in the ramjet channel [1] However, the presence of a central body in the ramjet channel, which in some cases is used to place fuel nozzles on its side surface, limits the possibilities of ramjet [2]
There are other technical solutions in which the expansion of the ramjet capabilities is solved, for example, by making the ramjet two-pronged and, as it approaches the hypersonic speed, the first group is reset / US Patent No. 4338783 of 07/13/82. F 02 R 7/18, F 02 K 9/76, NKI 60/225 /. A single use of the first group increases the cost of remote control during mass flights of aircraft.
Известна силовая установка гиперзвукового самолета, которая по максимальному количеству сходных признаков, принимается за прототип [3]
Известная силовая установка содержит отдельные узлы прямоточного, ракетного и газотурбинного двигателей и обеспечивает тягу от старта до скорости, соответствующей М 8. Основой двигателя является прямоточный канал с входными устройствами и группой малых ракетных сопел, расположенных в проточной части и убирающихся при скоростях M 6. При более высокой скорости вход в компрессор закрывается, а пилон с малыми ракетными соплами втягивается, освобождая проходное сечение прямоточного канала. Комбинированный двигатель работает как чисто прямоточный.A known power plant of a hypersonic aircraft, which by the maximum number of similar features is taken as a prototype [3]
The known power plant contains separate units of ramjet, rocket and gas turbine engines and provides traction from the start to a speed corresponding to M 8. The basis of the engine is a ramjet with input devices and a group of small rocket nozzles located in the flow part and retractable at speeds of
В рассмотренном двигателе недостатками являются:
Наличие двух самостоятельных проточных контуров /компрессорный и прямоточный/, что утяжеляет конструкцию двигателя;
ограничение по скорости /M ≅ 8/;
необходимость использования жидкого кислорода при работе жидкостного ракетного двигателя.In the engine, the disadvantages are:
The presence of two independent flow paths / compressor and direct-flow /, which complicates the design of the engine;
speed limit / M ≅ 8 /;
the need to use liquid oxygen when running a liquid rocket engine.
Технический результат, который может быть получен при осуществлении изобретения, заключается в повышении удельного импульса двигательной установки при полете ЛА на гиперзвуковых скоростях. The technical result that can be obtained by carrying out the invention is to increase the specific impulse of the propulsion system during the flight of aircraft at hypersonic speeds.
Сущность заявляемого технического решения заключается в том, что, как и прототип, двигательная установка гиперзвукового ЛА содержит воздухозаборник, газодинамический входной диффузор, сопло и прямоточный воздушно-реактивный двигатель /ПВРД/. В канале ПВРД коаксиально и подвижно на пилонах размещен турбореактивный двигатель (ТРД), снабженный механизмом перекрытия прямоточного канала и поясами топливных форсунок на боковой поверхности ТРД. The essence of the proposed technical solution lies in the fact that, like the prototype, the propulsion system of a hypersonic aircraft contains an air intake, a gas-dynamic inlet diffuser, a nozzle and a ramjet / ramjet /. In the ramjet channel, a turbojet engine (turbojet engine) is provided coaxially and movably on the pylons, equipped with a straight-through channel overlap mechanism and fuel injector belts on the side surface of the turbojet engine.
В отличие от прототипа в заявляемом техническом решении воздухозаборник снабжен ионизаторами. Между диффузором и ТРД в канале двигательной установки на взаимноперпендикулярных сторонах стенок канала расположены магниты и электроды, образующие магнитогазодинамический /МГД/ канал, за которым следует пилонный блок с системой подачи топлива. В нижней стенке ТРД размещены электроды. Ответные им электроды расположены соответственно на нижней стенке прямоточного канала. На перпендикулярно расположенных стенках канала размещены магниты. При определенном режиме работы они образуют МГД-ускоритель. В стенке прямоточного канала над ТРД выполнен отсек для него, который герметично закрыт створками. Створки снабжены окнами, через которые проходят пилоны, или электроды ТРД, обжатые герметичными задвижками. In contrast to the prototype in the claimed technical solution, the air intake is equipped with ionizers. Between the diffuser and the turbojet engine in the channel of the propulsion system on the mutually perpendicular sides of the channel walls there are magnets and electrodes forming a magnetogasdynamic / MHD / channel, followed by a pylon block with a fuel supply system. Electrodes are placed in the lower wall of the turbojet engine. The electrodes corresponding to them are located respectively on the lower wall of the direct-flow channel. Magnets are placed on the perpendicularly located walls of the channel. Under a certain operating mode, they form an MHD accelerator. In the wall of the direct-flow channel above the turbojet engine there is a compartment for it, which is hermetically closed by sashes. The flaps are equipped with windows through which the pylons, or turbojet electrodes, are compressed by tight valves.
Совокупность существенных признаков заявляемого изобретения обеспечивает достижение технического результата, который заключается в повышении удельного импульса двигательной установки при полете ЛА на гиперзвуковых скоростях. Ионизаторы, которыми снабжен воздухозаборник, обеспечивают дополнительную ионизацию воздушного потока. В магнитогазодинамическом канале (генераторе) и на пилонном блоке происходит торможение этого воздушного потока. Наличие пилонного блока, кроме того, обеспечивает не только полноту сгорания, но и полную рекомбинацию частиц истекающего из сопла потока. Магнитогазодинамическое воздействие на поток в тракте гиперзвукового ПВРД приводит:
к уменьшению неравномерности поля скоростей;
повышению давления перед входом в камеру сгорания;
снижению местного числа М в зоне горения;
уменьшаются потери, связанные с неравномерностью потока при истечении газа из сопла.The set of essential features of the claimed invention ensures the achievement of a technical result, which consists in increasing the specific impulse of the propulsion system during flight of aircraft at hypersonic speeds. The ionizers that the air intake is equipped with provide additional ionization of the air flow. In the magnetogasdynamic channel (generator) and on the pylon block, this air flow is decelerated. The presence of the pylon block, in addition, provides not only complete combustion, but also the complete recombination of particles flowing from the nozzle stream. Magnetogasdynamic effect on the flow in the path of hypersonic ramjet leads:
to reduce the unevenness of the velocity field;
increase in pressure before entering the combustion chamber;
a decrease in the local number M in the combustion zone;
The losses associated with uneven flow during gas outflow from the nozzle are reduced.
Совокупность заявленных признаков обеспечивает улучшение экономических показателей ДУ, в том числе и удельный импульс. The totality of the claimed features provides an improvement in the economic indicators of remote control, including specific impulse.
на фиг. 1 изображена схема взаимного расположения элементов заявляемого ДУ; на фиг. 2 расположение ТРД в канале ПВРД заявляемого ДУ при открытых створках; на фиг. 3 увеличено створки с окнами и задвижками. in FIG. 1 shows a diagram of the mutual arrangement of the elements of the claimed remote control; in FIG. 2 the location of the turbojet engine in the ramjet channel of the claimed remote control with open wings; in FIG. 3 enlarged casement with windows and gate valves.
Двигательная установка гиперзвукового ЛА (фиг. 1) содержит воздухозаборник 1, газодинамический входной диффузор 2, сопло 3. В канале прямоточного воздушно-реактивного двигателя 4 размещен коаксиально и подвижно на пилонах 5 турбореактивный двигатель 6, снабженный механизмом перекрытия 7 прямоточного канала. На боковой поверхности ТРД 6 расположены пояса топливных форсунок 8. Воздухозаборник 1 снабжен ионизаторами 9. На стенках канала двигательной установки за диффузором 2 расположены взаимно перпендикулярно магниты 10 и электроды 11. Они образуют магнитогазодинамический канал, который при определенном режиме работы ДУ может выполнять функцию генератора (МГД-генератор). Далее расположен пилонный блок 12 с системой подачи топлива. Это увеличивает длину прямоточного канала. На участке прямоточного канала за пилонным блоком 12 расположены на противоположных стенках магниты 13, а на нижней стенке канала электроды 14. Ответные им электроды 14 размещены соответственно на нижней стенке турбореактивного двигателя 6. В прямоточном канале над ТРЛ 6 выполнен отсек 15 для него, который герметично закрыт створками 16. Створки снабжены окнами 17, через которые проходят пилоны 5 или электроды 14 ТРД, обжатые герметичными задвижками 18. Работу двигателей установки целесообразно рассмотреть на различных режимах полета летательного аппарата:
1 режим: M ≈ 0 3;
2 режим: М ≈ 3 6;
3 режим: М ≈ 6 12 и более;
4 режим: M > 0,8
5 режим: М ≈ 0,8 0.The propulsion system of a hypersonic aircraft (Fig. 1) contains an air intake 1, a gas-dynamic inlet diffuser 2, a nozzle 3. A
1 mode: M ≈ 0 3;
2 mode: M ≈ 3 6;
3 mode: M ≈ 6 12 or more;
4 mode: M> 0.8
5 mode: M ≈ 0.8 0.
1 режим. В исходном состоянии ТРД 6 зафиксирован пилонами 5 и механизмом перемещения в канале ПВРД 4. При этом пилоны 5 обжаты герметичными задвижками 18. Механизм перекрытия 7 закрывает канал ПВРД. Запускается ТРД 6. Набегающий поток воздухозаборником 1 через диффузор 2 направляется на вход ТРД 6. Подача топлива осуществляется по магистралям, которыми снабжены пилоны 5. С помощью ТРД 6 летательный аппарат разгоняется до сверхзвуковой скорости (М ≈ 3), при которой возможна работа ПВРД 4, т. е. происходит переход на второй режим работы. 1 mode. In the initial state, the
2 режим. Механизм перекрытия 7 прямоточного канала закрывает ТРД 6 и открывает проход воздуха по каналам ПВРД 4. При этом топливо, проходя по магистралям пилонов 5, впрыскивается в канал ПВРД 4 форсунками 8. Скорость увеличивается и достигает величины, соответствующей M ≈ 6, т. е. гиперзвуковой скорости. 2 mode. The direct-flow channel shutoff mechanism 7 closes the
3 режим. Прекращается подача топлива через форсунки 8. Створки 16 открываются и механизмом перемещения и фиксации ТРД 6 переводится в нерабочее положение путем втягивания его из канала ПВРД в специальный отсек 15. Створки 16 закрывают канал ПВРД. В окнах 17, через которые проходили пилоны 5, задвижками 18 обжимаются электроды 14, расположенные на корпусе ТРД 6. Таким образом участок канала ПВРД 4, где находился ТРД 6, преобразуется в МГД-ускоритель. ПВРД 4 переходит в режим работы гиперзвукового ПВРД, при котором топливо подается в ПВРД 4 через пилонный блок 12. По мере роста скорости и высоты полета создаются условия для ионизации набегающего потока ионизаторами 9, расположенными на воздухозаборнике 1. Частично заторможенный диффузором 2 ионизированный поток в дальнейшем затормаживается в МГД-канале, образованном магнитами 10 и электродами 11. Для увеличения скорости при необходимости может подключаться в работу МГД-ускоритель из магнитов 13 и электродов 14, расположенных на участке канала ПВРД 4, освобожденном от ТРД 6. Скорость достигает крейсерской величины, например М 12. Поток истекает через сопло 3. 3 mode. The fuel supply through the nozzles is stopped 8. The
4 режим. Режим планирования с малой тягой, который заканчивается при М 6 4 и переходит режим планирования с выключенным ПВРД 4. Гашение скорости происходит за счет аэродинамического торможения корпусом. Полет с выключенной двигательной установкой продолжается до скорости, соответствующей M ≈ 0,8, т. е. до звуковой скорости полета. 4 mode. The low-thrust planning mode, which ends at
5 режим. Для обеспечения маневра на этапе посадки ТРД 6 переводится в рабочее положение: открываются створки 16 и ТРД 6 механизмом перемещается из отсека 15 переводится в канал ПВРД 4 в рабочее положение. Отсек 15 герметически перекрывается створками 16, задвижки 18 геометрически обжимают пилоны 5. Механизм перекрытия 7 перекрывает канал ПВРД 4. ТРД 6 включается в работу с последующим его выключением после посадки. 5 mode. To ensure maneuver at the landing stage, the
Таким образом, использование дополнительно ионизированного воздушного потока, ТРД 6 в сочетании с ПВРД 4 и МГД-ускорителем позволяет увеличить удельный импульс двигательной установки на 100 с и более. Это обеспечивает достижение необходимых гиперзвуковых скоростей полета. Thus, the use of additionally ionized air flow,
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU93055149A RU2076829C1 (en) | 1993-12-02 | 1993-12-02 | Composite ramjet engine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU93055149A RU2076829C1 (en) | 1993-12-02 | 1993-12-02 | Composite ramjet engine |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU93055149A RU93055149A (en) | 1996-05-27 |
RU2076829C1 true RU2076829C1 (en) | 1997-04-10 |
Family
ID=20150152
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU93055149A RU2076829C1 (en) | 1993-12-02 | 1993-12-02 | Composite ramjet engine |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2076829C1 (en) |
Cited By (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP1928216A1 (en) * | 2006-11-29 | 2008-06-04 | Lockheed Martin Corporation | Inlet electromagnetic flow control |
RU2350893C2 (en) * | 2007-04-26 | 2009-03-27 | Николай Борисович Болотин | Supersonic jet shell |
RU2371359C1 (en) * | 2008-03-20 | 2009-10-27 | Открытое Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" | Pilotless aircraft |
US8006939B2 (en) | 2006-11-22 | 2011-08-30 | Lockheed Martin Corporation | Over-wing traveling-wave axial flow plasma accelerator |
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 |
CN109296473A (en) * | 2018-08-10 | 2019-02-01 | 西安理工大学 | A kind of magnetron pulse discharge high-speed intake port auxiliary start flow control method |
WO2020251907A3 (en) * | 2019-06-08 | 2021-01-14 | Neiser Paul | Apparatuses and methods for refrigeration, heating, power generation, and propulsion |
-
1993
- 1993-12-02 RU RU93055149A patent/RU2076829C1/en active
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
1. Патент США N 4817892, кл. B 64 D 27/20, 1989. 2. Авторское свидетельство СССР N 1005537, кл. F 02 K 7/02. 3 Экспресс-информация. - ЦИАМ, серия: Авиационное двигателестроение.- N 10, март 1993, с.1 - 4, рис.2. * |
Cited By (9)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US8006939B2 (en) | 2006-11-22 | 2011-08-30 | Lockheed Martin Corporation | Over-wing traveling-wave axial flow plasma accelerator |
EP1928216A1 (en) * | 2006-11-29 | 2008-06-04 | Lockheed Martin Corporation | Inlet electromagnetic flow control |
US7870720B2 (en) | 2006-11-29 | 2011-01-18 | Lockheed Martin Corporation | Inlet electromagnetic flow control |
RU2350893C2 (en) * | 2007-04-26 | 2009-03-27 | Николай Борисович Болотин | Supersonic jet shell |
RU2371359C1 (en) * | 2008-03-20 | 2009-10-27 | Открытое Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" | Pilotless aircraft |
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 |
CN109296473A (en) * | 2018-08-10 | 2019-02-01 | 西安理工大学 | A kind of magnetron pulse discharge high-speed intake port auxiliary start flow control method |
WO2020251907A3 (en) * | 2019-06-08 | 2021-01-14 | Neiser Paul | Apparatuses and methods for refrigeration, heating, power generation, and propulsion |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US4824048A (en) | Induction lift flying saucer | |
US7293401B2 (en) | Jet engine noise suppressor | |
CA2389525A1 (en) | Variable cycle propulsion device employing exhaust bypass for supersonic aircraft, and operating process | |
US5383332A (en) | Gas turbine engines | |
RU2076829C1 (en) | Composite ramjet engine | |
JPH0660596B2 (en) | Gas compressor | |
US20050016157A1 (en) | Combined engine for single-stage spacecraft | |
RU2142058C1 (en) | Detonation combustion pulse-jet engine | |
RU2130407C1 (en) | Flying vehicle with mixed power plant | |
RU2602656C1 (en) | Return carrier rocket stage, method of its operation and gas turbine engine | |
RU2609539C1 (en) | Rocket vehicle, return stage of rocket vehicle and method of its launch upon return and system of helicopter pick-up of return stage | |
RU2065380C1 (en) | Supersonic flying vehicle | |
GB1166396A (en) | Improvements in Power Plant with Thrust Reverser. | |
Novelli et al. | JAPHAR- A joint ONERA-DLR research project on high speed airbreathing propulsion | |
US4713823A (en) | Pre-combustion integrated Ram airbreathing laser | |
US3199291A (en) | Integrated aircraft engines | |
GB905534A (en) | Improvements in or relating to gas turbine engines | |
RU2603305C1 (en) | Return carrier rocket stage | |
US3981144A (en) | Dual stage supersonic diffuser | |
RU2710841C1 (en) | Reusable carrier of krishtop (rck), hybrid power unit (hpu) for rck and method of functioning with hpu (versions) | |
RU2282563C2 (en) | Method of change of aerodynamic characteristics of subsonic flying vehicle and device for realization of this method | |
RU2138668C1 (en) | Hybrid air-jet magnetogasdynamic engine | |
RU93055149A (en) | MOTOR INSTALLATION OF A HYPERSONIC AIRCRAFT | |
RU2772596C1 (en) | Reusable hybrid krishtop launch vehicle (hlkv), hybrid power plants (hpp) for hlkv and method for functioning of hlkv with hpp (options) | |
RU2166659C2 (en) | Flying vehicle combination engine unit |