RU2076829C1 - Composite ramjet engine - Google Patents

Composite ramjet engine

Info

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
Grant status
Grant
Patent type
Prior art keywords
channel
ramjet
engine
provided
ramjet engine
Prior art date
Application number
RU93055149A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU93055149A (en )
Inventor
В.С. Кирилкин
В.С. Лешуков
В.М. Ушаков
В.Л. Фрайштадт
Е.Г. Шейкин
Original Assignee
Государственное научно-исследовательское предприятие гиперзвуковых систем
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Grant date

Links

Images

Abstract

FIELD: hypersonic flying vehicles, aero-space planes for delivery of payload to working and staging orbits. SUBSTANCE: passage of composite ramjet engine is converter into passage of hypersonic ramjet engine and magnetic hydrodynamic accelerator. Composite ramjet engine is provided with air intake with magnetohydrodynamic device containing ionizers, magnets and electrodes located on relatively perpendicular walls of air intake, turbojet engine being mounted after air intake on retractable pylons. EFFECT: improved power characteristics and enhanced economical efficiency due to successive placing of engines in operation and use of magnetohydrodynamic accelerator. 3 dwg

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 for hypersonic aircraft (HVA), including aerospace aircraft, designed to deliver the payload into the working or intermediate orbit.

Известны технические решения по соосному расположению различных типов двигателей в канале прямоточного воздушно-реактивного двигателя /ПВРД/. There are technical solutions of a coaxial arrangement of various types of engines in the channel ramjet engine / ramjet /. 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] For example, an aerospace aircraft provided with the propulsion system / control / channel which ramjet located rocket engine [1] However, the presence in the channel ramjet central body, which in some cases is used to place on the lateral surface of the fuel injector, limits the ability of the ramjet [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. There are other technical solutions, in which the expansion capabilities ramjet decide, for example, by preparing a two stage ramjet and as it approaches the hypersonic velocity occurs dropping the first group / U.S. Patent N 4338783 from 13.07.82. F 02 R 7/18, F 02 K 9/76, НКИ 60/225/. R 02 F 7/18, F 02 K 9/76, NKI 60/225 /. Одноразовое применение первой группы повышает стоимость ДУ при массовых полетах ЛА. The disposable use of the first group increases the control value at mass flying aircraft.

Известна силовая установка гиперзвукового самолета, которая по максимальному количеству сходных признаков, принимается за прототип [3] Known hypersonic aircraft powerplant that the maximum number of similar features is adopted as the prototype [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. Known propulsion system comprises a separate ram assemblies, gas turbine and rocket engines and provides traction from the start to the speed corresponding to the motor M is 8. The basis of the once-through channel with input devices and a group of small rocket nozzles arranged in the flow section and retractable when M 6. At speeds higher speed input into the compressor is closed and pylon with small rocket nozzles retracted, freeing the orifice ram channel. Комбинированный двигатель работает как чисто прямоточный. Combined engine operates as a pure cocurrent.

В рассмотренном двигателе недостатками являются: In the above engine disadvantages are:
Наличие двух самостоятельных проточных контуров /компрессорный и прямоточный/, что утяжеляет конструкцию двигателя; The presence of two independent flow circuits / continuous-flow compressor and / such that heavier engine design;
ограничение по скорости /M ≅ 8/; limiting the speed / M ≅ 8 /;
необходимость использования жидкого кислорода при работе жидкостного ракетного двигателя. the need to use liquid oxygen at the liquid-propellant 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 the practice of the invention is to increase the specific impulse of the propulsion system with the aircraft flight at hypersonic velocities.

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/. The essence of the claimed technical solutions lies in the fact that, as a prototype hypersonic aircraft propulsion system comprises an air intake gasdynamic inlet diffuser and a nozzle ramjet engine / ramjet /. 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 ramjet channel coaxially and slidably disposed on pylons turbojet (THD) equipped with a continuous-flow channel overlap mechanism and belts on the fuel injector side surface TRD.

В отличие от прототипа в заявляемом техническом решении воздухозаборник снабжен ионизаторами. Unlike the prototype, the claimed technical solution is provided with an air intake ionizers. 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. Between the diffuser and the channel turbojet propulsion to mutually perpendicular sides of the channel walls are located magnets and electrodes forming magnetogasdynamic / MHD / channel, followed by the pylon block with the fuel supply system. В нижней стенке ТРД размещены электроды. The bottom wall has TRD electrodes. Ответные им электроды расположены соответственно на нижней стенке прямоточного канала. Response they electrodes disposed respectively on the lower wall of the continuous-flow channel. На перпендикулярно расположенных стенках канала размещены магниты. On perpendicularly disposed walls of the channel has magnets. При определенном режиме работы они образуют МГД-ускоритель. When a certain operation they form MHD accelerator. В стенке прямоточного канала над ТРД выполнен отсек для него, который герметично закрыт створками. In the wall of the ram channel of the turbojet engine compartment adapted for it, which is sealingly closed doors. Створки снабжены окнами, через которые проходят пилоны, или электроды ТРД, обжатые герметичными задвижками. The flaps are provided with windows through which the pylons or turbojet electrodes valves crimped sealed.

Совокупность существенных признаков заявляемого изобретения обеспечивает достижение технического результата, который заключается в повышении удельного импульса двигательной установки при полете ЛА на гиперзвуковых скоростях. The totality of essential features of the claimed invention achieves the technical result which is to increase the specific impulse of the propulsion system with the aircraft flight at hypersonic velocities. Ионизаторы, которыми снабжен воздухозаборник, обеспечивают дополнительную ионизацию воздушного потока. Ionizers, which is provided with an air inlet, provide additional ionization of the air flow. В магнитогазодинамическом канале (генераторе) и на пилонном блоке происходит торможение этого воздушного потока. The magneto channel (generator) and the pole unit is braked this airflow. Наличие пилонного блока, кроме того, обеспечивает не только полноту сгорания, но и полную рекомбинацию частиц истекающего из сопла потока. Availability pylon block furthermore provides not only the completeness of combustion, but also complete recombination particle stream issuing from the nozzle. Магнитогазодинамическое воздействие на поток в тракте гиперзвукового ПВРД приводит: Magnetogasdynamic effect on the flow in a hypersonic ramjet tract causes:
к уменьшению неравномерности поля скоростей; to decrease the unevenness of the velocity field;
повышению давления перед входом в камеру сгорания; increase in pressure before entering the combustion chamber;
снижению местного числа М в зоне горения; decrease the local Mach number of the combustion zone;
уменьшаются потери, связанные с неравномерностью потока при истечении газа из сопла. reduced loss associated with non-uniformity of flow when the gas from the nozzle.

Совокупность заявленных признаков обеспечивает улучшение экономических показателей ДУ, в том числе и удельный импульс. The set of stated features provides improved economic performance control, including the specific impulse.

на фиг. FIG. 1 изображена схема взаимного расположения элементов заявляемого ДУ; 1 shows a diagram of the mutual arrangement of elements of the inventive control; на фиг. FIG. 2 расположение ТРД в канале ПВРД заявляемого ДУ при открытых створках; 2 arrangement TRD ramjet claimed in the channel control with open flaps; на фиг. FIG. 3 увеличено створки с окнами и задвижками. 3 increased sash windows and dampers.

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. Propulsion hypersonic aircraft (FIG. 1) comprises an air inlet 1, gas-dynamic input diffuser 2, the nozzle channel 3. The ramjet engine 4 is arranged coaxially and slidably on the pylons 5 turbojet engine 6, provided with overlapping mechanism 7 ram channel. 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). On a lateral surface 6 turbojets disposed belt 8. The fuel injector 1 is provided with air inlet 9. ionizers form magnetogasdynamic channel, which when a certain operation mode control can perform a function generator on the channel walls of the propulsion system for the diffuser 2 are arranged mutually perpendicular magnets 10 and 11. These electrodes ( MHD generator). Далее расположен пилонный блок 12 с системой подачи топлива. Next located pylon unit 12 to the fuel supply system. Это увеличивает длину прямоточного канала. This increases the length of the ram channel. 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 On a site the ram channel of the pylon portion 12 disposed on opposite sides of the magnets 13 and the bottom wall of the channel 14. The electrodes Response them electrodes 14 are arranged respectively on the bottom wall of the turbojet duct 6. In the continuous-flow 6 is formed above the TRL compartment 15 for it, which is hermetically closed flaps 16. The flaps 17 are provided with windows through which the pylons 5 or turbojet electrodes 14, 18. The valves crimped sealed engine operation setting appropriate to consider at different aircraft flight modes аппарата: apparatus:
1 режим: M ≈ 0 3; Mode 1: M ≈ 0 3;
2 режим: М ≈ 3 6; Mode 2: M ≈ June 3;
3 режим: М ≈ 6 12 и более; Mode 3: M ≈ June 12 or more;
4 режим: M > 0,8 Mode 4: M> 0,8
5 режим: М ≈ 0,8 0. Mode 5: 0 M ≈ 0,8.

1 режим. 1 mode. 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. In the initial state TRD 6 fixed pylons 5 and the mechanism for moving in the channel 4. This ramjet pylons 5 are crimped sealed valves 18. The overlapping mechanism 7 closes ramjet channel. 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. Runs TPD 6. The oncoming air intake stream 1 is directed through a diffuser 2 to the input TRD 6. Fuel delivery is performed on highways, which are provided pylons 5. With 6 an aircraft turbojet engine is accelerated to supersonic speed (M ≈ 3) at which operation is possible ramjet 4 , t. e. there is a transition to the second operating mode.

2 режим. 2 mode. 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. overlap mechanism 7 ram closes the channel 6 TRD and opens the passage of air through the channels ramjet fuel 4. In this case, passing through the arteries of the pylons 5, is injected into the ramjet nozzle channel 8. 4 speed increases and reaches a value corresponding to M ≈ 6, vol. e. hypersonic speed.

3 режим. 3 mode. 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. Disconnecting the supply of fuel through the nozzle 8. The flaps 16 are opened in the inoperative position and a mechanism for moving and fixing TRD 6 translated by retracting it from channel ramjet in a special compartment 15. The flaps 16 close the ramjet channel. 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. The windows 17 through which the pylons 5, latches 18 are crimped electrodes 14 disposed on the turbojet casing 6. Thus, ramjet channel portion 4, where the turbojet engine 6 is converted to the MHD accelerator. 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 кана Ramjet 4 goes into operation hypersonic ramjet mode in which the fuel is fed into the ramjet engine unit 4 through the pylon 12. As the growth rate and altitude conditions for the incoming flow ionizers ionization 9 disposed on the air inlet 1. The partially inhibited diffuser 2 ionized stream further inhibited in the MHD channel formed by the magnets 10 and the electrodes 11. to increase the speed if necessary can be connected to the work MHD accelerator of the magnets 13 and electrodes 14 arranged on the channel section ла ПВРД 4, освобожденном от ТРД 6. Скорость достигает крейсерской величины, например М 12. Поток истекает через сопло 3. la ramjet 4, 6. liberated from TRD reaches cruising speed value, for example M 12. Flow through the nozzle 3 expires.

4 режим. 4 mode. 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. scheduling mode with low thrust, that ends at 4 and M6 turns off scheduling mode ramjet 4. Quenching rate occurs due to aerodynamic braking body. Полет с выключенной двигательной установкой продолжается до скорости, соответствующей M ≈ 0,8, т. е. до звуковой скорости полета. Flying with cut-off continues until speed corresponding to M ≈ 0,8, r. E. Before the acoustic airspeed.

5 режим. 5 mode. 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. To provide flexibility in step TRD landing 6 is transferred to the working position: open sash 16 and the turbojet engine 6 is moved from compartment 15 is translated in the ramjet channel 4 to the working position. 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. The compartment 15 is hermetically overlapped flaps 16, the valve 18 is crimped pylons 5. geometrically overlap mechanism 7 closes the passage 4 ramjet TRD 6 comes into operation, followed by switching it off after planting.

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. Thus, the use of an additional ionized air flow turbojet 6 in combination with a ramjet 4 and MHD accelerator can increase the specific impulse of the propulsion system 100 or more. Это обеспечивает достижение необходимых гиперзвуковых скоростей полета. This achieves the required hypersonic flight speeds.

Claims (1)

  1. Двигательная установка гиперзвукового летательного аппарата, содержащая воздухозаборник, газодинамический входной диффузор, сопло, прямоточный воздушно-реактивный двигатель с размещенным в его канале на пилонах турбореактивным двигателем, расположенным коаксиально и подвижно, снабженным механизмом перекрытия прямоточного канала и поясами форсунок, расположенными на его боковой поверхности, отличающаяся тем, что воздухозаборник снабжен ионизаторами, а в канале двигательной установки за диффузором на взаимно перпендикулярных стор Propulsion hypersonic aircraft, comprising an air inlet, a gas-dynamic input diffuser nozzle ramjet engine placed in its channel on pylons turbojet disposed coaxially and slidably provided with a mechanism for the ram channel overlap and belts nozzles arranged on a side surface thereof, characterized in that the air inlet is provided ionizers, and a channel for the propulsion system to the diffuser perpendicular Sided нах прямоточного канала расположены магниты и электроды, образующие магнитогазодинамический канал, и далее пилонный блок с системой подачи топлива, за которым на стенках прямоточного канала расположены магниты, а на взаимно перпендикулярных стенках электроды, ответные электродам, размещенным на нижней стенке турбореактивного двигателя, над которым в прямоточном канале выполнен отсек, закрытый разъемными герметичными створками, снабженными окнами с герметичными задвижками. nach ram channel arranged magnets and electrodes forming magnetogasdynamic channel, and further pylon block with a fuel supply system, for which on the walls of the continuous-flow channels are arranged magnets and mutually perpendicular walls of the electrodes, the response electrode disposed on the bottom wall of the jet engine, on which a a continuous-flow channel is formed compartment closed leakproof detachable flaps provided with windows sealed with valves.
RU93055149A 1993-12-02 1993-12-02 Composite ramjet engine RU2076829C1 (en)

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 true 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 (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1928216A1 (en) * 2006-11-29 2008-06-04 Lockheed Martin Corporation Inlet electromagnetic flow control
US8006939B2 (en) 2006-11-22 2011-08-30 Lockheed Martin Corporation Over-wing traveling-wave axial flow plasma accelerator
WO2014021742A2 (en) * 2012-07-31 2014-02-06 Aleksandrov Oleg Aleksandrovich Method for moving loads in a planet atmosphere at velocities greater than the first cosmic velocity and multiple-mode super-hypersonic aircraft with a high level of air frame integration for implementing said method

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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 (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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
WO2014021742A2 (en) * 2012-07-31 2014-02-06 Aleksandrov Oleg Aleksandrovich Method for moving loads in a planet atmosphere at velocities greater than the first cosmic velocity and multiple-mode super-hypersonic aircraft with a high level of air frame integration for implementing said method
WO2014021742A3 (en) * 2012-07-31 2014-06-12 Aleksandrov Oleg Aleksandrovich Method for moving payloads in the atmosphere of a planet at velocities greater than orbital velocity and hypersonic aircraft for the implementation thereof
RU2618831C2 (en) * 2012-07-31 2017-05-11 Олег Александрович Александров Method and air vehicle for moving in planetary atmosphere with speeds above the first space and highly integrated hypersonic vehicle apparatus (versions) for implementation of the method

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US3430640A (en) Supersonic inlet
US3696617A (en) Turbo-fan propulsion apparatus and operating method
US3060679A (en) Powerplant
US5529263A (en) Supersonic airplane with subsonic boost engine means and method of operating the same
US6662546B1 (en) Gas turbine engine fan
US20030192304A1 (en) Integrated bypass turbojet engines for aircraft and other vehicles
US4222233A (en) Auxiliary lift propulsion system with oversized front fan
US6966174B2 (en) Integrated bypass turbojet engines for air craft and other vehicles
US4815282A (en) Turbocharged compund cycle ducted fan engine system
US2529973A (en) Arrangement for the starting of two shaft gas turbine propelling means chiefly on board of aircraft
US6484492B2 (en) Magnetohydrodynamic flow control for pulse detonation engines
US4771601A (en) Rocket drive with air intake
US3854286A (en) Variable bypass engines
US5337975A (en) Breathing system for hypersonic aircraft
US2356557A (en) Reaction propelling device with supercharged engine
US5947412A (en) Jet engine noise suppressor assembly
US5216878A (en) Mixed exhaust flow supersonic jet engine and method
US4000610A (en) Flight maneuverable nozzle for gas turbine engines
US7055329B2 (en) Method and apparatus for noise attenuation for gas turbine engines using at least one synthetic jet actuator for injecting air
US3812672A (en) Supercharged ejector ramjet aircraft engine
US4275857A (en) Cooling system for ramjet engine
US5904320A (en) Blockerless thrust reverser
US6845606B2 (en) Variable cycle propulsion system with gas tapping for a supersonic airplane, and a method of operation
US20030145577A1 (en) System and method of pulsed detonation injection for fluid flow control of inlets, nozzles, and lift fans
US3367579A (en) Supersonic convergent-divergent jet exhaust nozzle