RU2096644C1 - Hybrid ramjet engine - Google Patents
Hybrid ramjet engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2096644C1 RU2096644C1 RU95108829A RU95108829A RU2096644C1 RU 2096644 C1 RU2096644 C1 RU 2096644C1 RU 95108829 A RU95108829 A RU 95108829A RU 95108829 A RU95108829 A RU 95108829A RU 2096644 C1 RU2096644 C1 RU 2096644C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- fuel
- ejector
- combustion chamber
- pulsating
- Prior art date
Links
Landscapes
- Fluidized-Bed Combustion And Resonant Combustion (AREA)
- Jet Pumps And Other Pumps (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области двигателестроения, в частности к пульсирующим воздушно-реактивным двигателям, и может быть использовано в качестве теплогенератора. The invention relates to the field of engine building, in particular to pulsating jet engines, and can be used as a heat generator.
Известна конструкция реактивного двигателя с камерой пульсирующего горения, содержащая камеру пульсирующего горения с коаксиальным цилиндрическим клапаном, имеющим расположенные радиально выпускные отверстия, вращающуюся заслонку, приводимую в действие механизмом, снабженным регулятором скорости вращения, и устройство для входа воздуха через открытую лобовую часть двигателя (заявка ФРГ N 2517947, F 23 R 1/12, 1976). A known design of a jet engine with a pulsating combustion chamber, comprising a pulsating combustion chamber with a coaxial cylindrical valve having radially arranged outlet openings, a rotary damper driven by a mechanism equipped with a speed controller, and a device for entering air through the open frontal part of the engine (German application N 2517947, F 23 R 1/12, 1976).
Недостатком данной конструкции является наличие механического клапана, содержащего вращающуюся заслонку, так как это снижает надежность и долговечность работы двигателя. The disadvantage of this design is the presence of a mechanical valve containing a rotating damper, as this reduces the reliability and durability of the engine.
Известная также конструкция двигателя, содержащая камеру пульсирующего горения, аэродинамический клапан, резонансную трубу, изогнутую таким образом, что импульс реактивной силы продуктов сгорания из резонансной трубы и аэродинамического клапана направлен в одну сторону (Патнэм А.А. Вибрационное горение с точки зрения практики. С. 379-410 в книге: Маркштейн Дж.Г. Нестационарное распространение пламени, М. 1968). Also known is an engine design comprising a pulsating combustion chamber, an aerodynamic valve, a resonance tube bent in such a way that the impulse of the reactive power of the combustion products from the resonance tube and the aerodynamic valve is directed in one direction (Putnam A.A. Vibration combustion from a practical point of view. C 379-410 in the book: Markstein JG Unsteady flame propagation, M. 1968).
Недостатком данной конструкции является недостаточно полное использование энергии сжигаемого топлива и ее недолговечность вследствие отсутствия рубашки охлаждения. The disadvantage of this design is the insufficient full use of the energy of the burned fuel and its fragility due to the absence of a cooling jacket.
Известен также прямоточный воздушно-реактивный двигатель с разделенными камерами смешения и зажигания топлива. Двигатель включает диффузор, эжектор, предкамерный диффузор, камеру дожигания, сопло, жидкостный реактивный двигатель, установленный во входном диффузоре и служащий для создания стартовой тяги прямоточного воздушно-реактивного двигателя. (Зуев В.М. Макаров В.С. Теория прямоточного и ракетно-прямоточных двигателей. М. 1971, с. 23, рис. 1.9а). Also known is a ramjet engine with separate fuel mixing and ignition chambers. The engine includes a diffuser, an ejector, a pre-chamber diffuser, an afterburner, a nozzle, and a liquid-propellant engine installed in the inlet diffuser and used to create the starting thrust of a ramjet. (Zuev V.M. Makarov V.S. Theory of ramjet and rocket-ramjet engines. M. 1971, p. 23, Fig. 1.9a).
Недостатком данного двигателя является то, что в качестве двигателя, создающего стартовую тягу, используется дополнительный жидкостный реактивный двигатель, для работы которого требуется два компонента топлива: горючее и окислитель, а основной прямоточный двигатель в качестве окислителя использует окружающий воздух. Кроме того, жидкостный реактивный двигатель конструктивно намного сложнее прямоточного и дороже. The disadvantage of this engine is that an additional liquid-propellant engine is used as the engine creating the starting thrust, which requires two fuel components for operation: fuel and an oxidizer, and the main ramjet engine uses ambient air as an oxidizer. In addition, a liquid-propellant jet engine is structurally much more complex once-through and more expensive.
Известен также комбинированный воздушно-реактивный двигатель, содержащий входной диффузор с установленной в нем камерой пульсирующего горения, эжектор, имеющий камеру смешения и соединенный с камерой дожигания, сопло, систему подачи горючего (см, заявка N 4127994, кл. F 02 K 1/04, 1992). Also known is a combined jet engine containing an inlet diffuser with a pulsating combustion chamber installed therein, an ejector having a mixing chamber and connected to the afterburner, a nozzle, a fuel supply system (see, Application No. 4127994, class F 02 K 1/04 , 1992).
Недостатком известного двигателя является недостаточная надежность его. A disadvantage of the known engine is its lack of reliability.
Технической задачей данного изобретения является упрощение конструкции стартового двигателя, обеспечение работы как стартового двигателя, так и основного прямоточного на одном и одинаковом горючем с использованием в качестве окислителя окружающего воздуха, повышение надежности. The technical task of this invention is to simplify the design of the starting engine, ensuring the operation of both the starting engine and the main once-through on the same fuel using ambient air as an oxidizing agent, and increasing reliability.
Поставленная техническая задача достигается тем, что комбинированный прямоточный воздушно-реактивный двигатель, содержащий входной диффузор с установленной в нем камерой пульсирующего горения, эжектор, имеющий камеру смешения и соединенный с камерой дожигания, сопло, систему подачи горючего, дополнительно снабжен аэродинамическим клапаном и отражателем газа, установленным перед входом в камеру пульсирующего горения, последняя снабжена рубашкой охлаждения с системой циркуляции горючего, подключенной на входе к системе подачи горючего, а на выходе к эжектору, камера смешения эжектора выполнена конической формы с углом раскрытия 8oC, отражатель газов, содержит сопло и профилированные каналы для поворота потока.The stated technical problem is achieved in that the combined ramjet engine containing an inlet diffuser with a pulsating combustion chamber installed therein, an ejector having a mixing chamber and connected to the afterburner, a nozzle, a fuel supply system, is additionally equipped with an aerodynamic valve and a gas reflector, installed before entering the pulsating combustion chamber, the latter is equipped with a cooling jacket with a fuel circulation system connected at the input to the fuel supply system first, and at the outlet to the ejector, the mixing chamber of the ejector is conical in shape with an opening angle of 8 ° C, the gas reflector contains a nozzle and shaped channels for turning the flow.
На чертеже изображен комбинированный прямоточный воздушно-реактивный двигатель в разрезе. The drawing shows a combined ramjet engine in the context.
Комбинированный прямоточный воздушно-реактивный двигатель включает камеру пульсирующего горения 1, осесимметрично присоединенные к ней аэродинамический клапан 2 и резонансную трубу 3, рубашку охлаждения 4, охватывающую камеру пульсирующего горения и резонансную трубу, форсунку 5 для подачи топлива в камеру пульсирующего горения, трубку 6 для подачи пускового воздуха в камеру пульсирующего горения через аэродинамический клапан, трубку 7 для подачи горючего к форсунке 5, трубку 8 для подачи горючего в рубашку охлаждения, обтекатель 9, отражатель импульса 10 выхлопных газов из аэродинамического клапана, расположенный в носовом обтекателе 11 прямоточного воздушно-реактивного двигателя, входной диффузор прямоточного воздушно-реактивного двигателя 12, эжектор 13, имеющий угол раскрытия камеры смешения 8oC, предкамерный диффузор 14, камеру дожигания 15, трубопроводы 16 для подачи горючего из рубашки охлаждения 4 к форсункам 17 камеры дожигания, реактивное сопло 18, систему циркуляции горючего 19.The combined ramjet engine includes a pulsating combustion chamber 1, an aerodynamic valve 2 and a resonance pipe 3, a cooling jacket 4, covering a pulsating combustion chamber and a resonance pipe, an injector 5 for supplying fuel to a pulsating combustion chamber, an tube 6 for supplying starting air into the pulsating combustion chamber through an aerodynamic valve, a tube 7 for supplying fuel to the nozzle 5, a tube 8 for supplying fuel to the cooling jacket, fairing 9, reflecting pulse generator 10 of exhaust gases from an aerodynamic valve located in the nose cone 11 of a ramjet engine, an inlet diffuser of a ramjet 12, an ejector 13 having an opening angle of the mixing chamber of 8 ° C, a chamber diffuser 14, an afterburner 15, pipelines 16 for supplying fuel from the cooling jacket 4 to the nozzles 17 of the afterburner, the jet nozzle 18, the fuel circulation system 19.
Отражатель импульса 10 выхлопных газов из аэродинамического клапана включает сопло 20, воспринимающее выхлопной поток из аэродинамического клапана, и профилированные каналы 21, обеспечивающие поворот выхлопного потока на угол, позволяющий направить его во входной диффузор прямоточного воздушно-реактивного двигателя, отражатель крепится к корпусу двигателя таким образом, чтобы обеспечить доступ воздуха к аэродинамическому клапану с наименьшим сопротивлением и чтобы отраженный поток не оказал отрицательного воздействия на работу клапана. The pulse reflector 10 of the exhaust gases from the aerodynamic valve includes a nozzle 20 that receives the exhaust stream from the aerodynamic valve, and profiled channels 21 that provide rotation of the exhaust stream by an angle, allowing it to be directed to the inlet diffuser of the ramjet engine, the reflector is attached to the engine body in this way in order to provide air access to the aerodynamic valve with the least resistance and so that the reflected flow does not adversely affect the operation of the valve on.
Система циркуляции горючего 19 включает клапаны 22, запорнодренажный вентиль 23 и обратный клапан 24. The fuel circulation system 19 includes valves 22, a drain valve 23, and a check valve 24.
Комбинированный прямоточный воздушно-реактивный двигатель работает следующим образом. С помощью трубки 6 через аэродинамический клапан 2 подается воздух в камеру пульсирующего горения 1, включается электросвеча (на фиг. 1 не показана), и затем подается жидкое топливо в камеру пульсирующего горения через трубку 7 и форсунку 5. после достижения устойчивого пульсирующего горения подача пускового воздуха и электросвеча отключаются, а через трубку 8 подается горючее в рубашку охлаждения 4, которое возвращается к трубке 8 через систему циркуляции 19 при закрытых клапанах 22 и открытом запорнодренажном вентиле 23. При этом направление циркуляции с камеры пульсирующего горения до среза резонансной трубы обеспечивается обратным клапаном 24. Продукты сгорания из резонансной трубы 3 выбрасываются периодически с частотой 50-70 Гц с большой скоростью и высокой температурой в пределах 900-1100oC и, проходя через эжектор 13, обеспечивают подсос окружающего воздуха через входной диффузор 12. Эффективность установки эжектора на выходной струе газов пульсирующего воздушно-реактивного двигателя подтверждается открытием N 314 (Челомей В.Н. Избранные труды. М. Машиностроение, 1989), которое свидетельствует о том, что тяга при этом увеличивается на 120-140% кроме того имеются экспериментальные данные, что установка эжектора с углом раскрытия камеры смешения эжектора α8oC дает более высокое осевое давление по сравнению с эжекторами, имеющими цилиндрическую камеру смешения (R.M. Lockwood в кн. Symposium on pulse-combustion applications heed at Atlanta, Georgia on March 2-3, 1982, Volume 1, доклад N 14, фиг. 23-1).Combined ramjet engine operates as follows. Using a tube 6, air is supplied to a pulsating combustion chamber 1 through an aerodynamic valve 2, an electric candle is turned on (not shown in Fig. 1), and then liquid fuel is supplied to a pulsating combustion chamber through a tube 7 and nozzle 5. after reaching a steady pulsating combustion, the starting feed air and electric candles are turned off, and through the tube 8 fuel is supplied to the cooling jacket 4, which returns to the tube 8 through the circulation system 19 with the valves 22 closed and the open drain valve 23 open. rkulyatsii with pulsating combustion chamber to cut the resonance tube is provided a check valve 24. The combustion products of the resonance tube 3 are emitted periodically at a frequency of 50-70 Hz at a high velocity and high temperature in the range 900-1100 o C, and passing through the ejector 13 provide unmetered ambient air through the inlet diffuser 12. The effectiveness of the installation of the ejector on the exhaust gas stream of a pulsating jet engine is confirmed by the discovery of N 314 (Chelomei V.N. Selected Works. M. Engineering, 1989), which indicates that the thrust increases by 120-140%, in addition, there is experimental evidence that the installation of an ejector with an opening angle of the mixing chamber of the ejector α8 o C gives a higher axial pressure compared to ejectors, having a cylindrical mixing chamber (RM Lockwood in the book. Symposium on pulse-combustion applications heed at Atlanta, Georgia on March 2-3, 1982, Volume 1, report No. 14, Fig. 23-1).
После прогрева горючего в рубашке охлаждения 4 до необходимой температуры открывается клапан 22 и закрывается запорно-дренажный вентиль 23, в результате чего горючее поступает к форсункам 17, расположенным в камере дожигания 15. After heating the fuel in the cooling jacket 4 to the required temperature, the valve 22 opens and the shut-off and drain valve 23 closes, as a result of which the fuel enters the nozzles 17 located in the afterburner 15.
В рубашке охлаждения поддерживается избыточное давление такое, чтобы обеспечить перегрев жидкого топлива выше температуры испарения его в камере дожигания для того, чтобы за счет перегрева горючего в рубашке охлаждения 4 горючее выбрасывалось из форсунок 17 в виде паров, которые смешиваются с воздухом, подсасываемым через эжектор 13, и воспламеняется. In the cooling jacket, an overpressure is maintained such that the liquid fuel overheats above its evaporation temperature in the afterburner so that due to overheating of the fuel in the cooling jacket 4, the fuel is ejected from the nozzles 17 in the form of vapors that are mixed with air sucked through the ejector 13 , and ignited.
Возможность перегрева дизельного топлива в рубашке охлаждения подтверждена автором экспериментально и иллюстрируется фотографией 1, где показано облако паров дизельного топлива при истечении его из рубашки охлаждения в атмосферу. При этом установлено, что на испарение в рубашке используется до 10% теплоты сгорания горючего, остальная энергия топлива преобразуется в высокотемпературную пульсирующую струю газов. Нагрев горючего в рубашке охлаждения продуктами сгорания пульсирующих газов более эффективен по сравнению с аналогичными процессами на стационарных потоках, что объясняется тем, что коэффициент теплопередачи с использованием пульсирующих потоков в 2-4 раза выше, чем при стационарных потоках (Северянин В.С. Пульсирующее горение как способ интенсификации теплотехнических процессов, диссертация на соискание ученой степени д.т.н. Саратов, 1987). The possibility of overheating of diesel fuel in a cooling jacket is experimentally confirmed by the author and is illustrated by photo 1, which shows a cloud of diesel fuel vapor when it expires from a cooling jacket into the atmosphere. It was found that up to 10% of the calorific value of the fuel is used for evaporation in the shirt, the rest of the fuel energy is converted into a high-temperature pulsating gas stream. The heating of fuel in a cooling jacket by the combustion products of pulsating gases is more efficient compared to similar processes in stationary flows, which is explained by the fact that the heat transfer coefficient using pulsating flows is 2-4 times higher than in stationary flows (Severyanin V.S. Pulsating combustion as a way to intensify heat engineering processes, dissertation for the degree of Doctor of Technical Sciences Saratov, 1987).
Так как подсасываемый воздух охлаждает продукты сгорания, выбрасываемые из резонансной трубы, то для надежности воспламенения первоначальный импульс обеспечивает электросвеча в камере дожигания (на чертеже не показана). Продукты сгорания из камеры дожигания 15 с большой скоростью выбрасываются через сопло 18, создавая тягу, необходимую для старта. Для исключения тяги, создаваемой пульсирующей струей из аэродинамического клапана 2, служит отражатель 10, который действует следующим образом. Since the intake air cools the combustion products ejected from the resonance tube, for the reliability of ignition, the initial pulse is provided by an electric candle in the afterburner (not shown in the drawing). The combustion products from the afterburning chamber 15 are ejected at high speed through the nozzle 18, creating the thrust required to start. To exclude the thrust created by the pulsating jet from the aerodynamic valve 2, a reflector 10 is used, which operates as follows.
Пульсирующая струя из аэродинамического клапана 2 улавливается соплом 20 и направляется в профилированные каналы 21, которые обеспечивают поворот потока на такой угол, чтобы отраженный импульс газов был направлен во входной диффузор 12 прямоточного воздушно-реактивного двигателя, тем самым создается дополнительная подача воздуха к эжектору 13. Тяга двигателя зависит в основном от расхода горючего, подаваемого в камеру дожигания, так как тяга камеры пульсирующего горения сравнительно невелика и его основное назначение
обеспечение необходимых условий для сжигания горючего в камере дожигания при неподвижном прямоточном воздушно-реактивном двигателе, т.е. когда скорость набегающего потока на входе в диффузор 12 равна 0. С увеличением скорости движения летательного аппарата возрастает скорость набегающего потока на входе в диффузор, одновременно увеличивается расход горючего, подаваемого через рубашку охлаждения 4 и основные функции по созданию и регулированию тяги в полете теперь выполняют прямоточный воздушно-реактивный двигатель, при этом камера пульсирующего горения продолжает работать, но его основная функция подготовка горючего перед сжиганием его в камере дожигания 15.The pulsating jet from the aerodynamic valve 2 is captured by the nozzle 20 and sent to the profiled channels 21, which provide a flow rotation at such an angle that the reflected gas pulse is directed to the inlet diffuser 12 of the ramjet engine, thereby creating an additional air supply to the ejector 13. The thrust of the engine depends mainly on the flow of fuel supplied to the afterburner, since the thrust of the pulsating combustion chamber is relatively small and its main purpose
providing the necessary conditions for the combustion of fuel in the afterburner with a stationary ramjet engine stationary, i.e. when the free-stream velocity at the inlet to the diffuser 12 is 0. With an increase in the speed of the aircraft, the free-stream velocity at the inlet of the diffuser increases, while the fuel flow through the cooling jacket 4 increases and the main functions for creating and regulating flight thrust are now performed the jet engine, while the pulsating combustion chamber continues to work, but its main function is the preparation of fuel before burning it in the afterburner 15.
Остановка двигателя осуществляется следующим образом. После прекращения движения летательного аппарата открывается циркуляционно-дренажный вентиль 23 и закрываются клапаны 22, в результате чего прекращается подача горючего к форсункам 17, и она направляется по циркуляционной линии 19 к трубке 8. Отключается подача горючего через трубку 7 и прекращается горение в камере пульсирующего горения 1. Но часть горючего продолжает циркулировать через рубашку охлаждения 4 и циркуляционную линию 19. После полного охлаждения металла камеры пульсирующего горения подача горючего через трубку 8 прекращается, а избыточное давление в рубашке охлаждения сбрасывается через запорно-дренажный вентиль 23. The engine is stopped as follows. After the aircraft stops moving, the circulation-drain valve 23 opens and valves 22 are closed, as a result of which the fuel supply to the nozzles 17 is stopped, and it is sent through the circulation line 19 to the tube 8. The fuel supply through the tube 7 is turned off and combustion stops in the pulsating combustion chamber 1. But part of the fuel continues to circulate through the cooling jacket 4 and the circulation line 19. After the metal of the pulsating combustion chamber has completely cooled, the fuel supply through the tube 8 is stopped, and the excess pressure in the cooling jacket is discharged through the shut-off and drain valve 23.
Предлагаемый комбинированный прямоточный воздушно-реактивный двигатель с камерой пульсирующего горения по сравнению с прототипом имеет следующие преимущества: применение для старта прямоточного воздушно-реактивного двигателя камеры пульсирующего горения с аэродинамическим клапаном и рубашкой охлаждения позволяет использовать одинаковое горючее для камеры пульсирующего горения и прямоточного воздушно-реактивного двигателя и, кроме того, пульсирующее горение позволяет обеспечить высокую полноту сгорания и использовать для двигателя низкосортное топливо, в частности дизельное. Применение аэродинамических клапанов в отсутствии вращающих элементов в конструкции двигателя позволяет обеспечить ему многоразовое использование, долговечность и надежность. The proposed combined ramjet engine with a pulsating combustion chamber in comparison with the prototype has the following advantages: the use of a pulsed combustion chamber with an aerodynamic valve and a cooling jacket for starting a ramjet engine allows you to use the same fuel for a pulsed combustion chamber and a ramjet engine and, in addition, pulsating combustion allows for a high degree of combustion and is used for engine low-grade fuel, in particular diesel fuel. The use of aerodynamic valves in the absence of rotational elements in the engine design allows it to be reusable, durable and reliable.
Применение эжектора с конической камерой смешения по сравнению с цилиндрической позволяет наиболее эффективно использовать энергию пульсирующего потока из резонансной трубы за счет увеличения количества подсасываемого воздуха через эжектор при нулевой скорости набегающего потока, что позволяет подавать в камеру дожигания такое количество топлива, которое необходимо для создания стартовой тяги двигателя. The use of an ejector with a conical mixing chamber in comparison with a cylindrical one allows the most efficient use of the energy of the pulsating flow from the resonant tube by increasing the amount of sucked air through the ejector at zero free flow velocity, which allows to supply such an amount of fuel to the afterburning chamber as is necessary to create a starting thrust engine.
Кроме того, отражатель импульса газов из аэродинамического клапана создает дополнительный подпор воздуха во входном диффузоре при нулевой скорости набегающего потока, что также увеличивает подачу воздуха в камеру дожигания. In addition, the gas impulse reflector from the aerodynamic valve creates an additional air inlet in the inlet diffuser at zero free flow velocity, which also increases the air supply to the afterburner.
Предлагаемая конструкция двигателя позволяет использовать его как высокоэффективный теплогенератор для сушки взлетно-посадочной полосы взамен применяемых до сих пор отработавших ресурс воздушно-реактивных двигателей, работающих на дорогом авиационном топливе. The proposed engine design makes it possible to use it as a highly efficient heat generator for drying the runway in place of the previously used exhausted aircraft-jet engines operating on expensive aviation fuel.
По предложенному техническому решению автором спроектирована и испытана камера пульсирующего горения с рубашкой охлаждения, рассчитанная для сжигания 0,016 кг/с (60 л/ч) дизельного топлива в камере. В одном из опытов при сжигании в камере пульсирующего горения дизельного топлива в количестве 7,5•10-3 кг/с (30,8 л/ч) температура паров дизельного топлива на выходе из рубашки охлаждения составила 300oC при его расходе 0,19 кг/с (800 л/ч), а температура пульсирующего потока из резонансной трубы 800-850oC.According to the proposed technical solution, the author has designed and tested a pulsating combustion chamber with a cooling jacket, designed to burn 0.016 kg / s (60 l / h) of diesel fuel in the chamber. In one experiment, when burning diesel fuel in a pulsating combustion chamber in an amount of 7.5 • 10 -3 kg / s (30.8 l / h), the temperature of diesel fuel vapor at the outlet of the cooling jacket was 300 o C at a flow rate of 0, 19 kg / s (800 l / h), and the temperature of the pulsating flow from the resonance tube 800-850 o C.
Claims (3)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU95108829A RU2096644C1 (en) | 1995-05-30 | 1995-05-30 | Hybrid ramjet engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU95108829A RU2096644C1 (en) | 1995-05-30 | 1995-05-30 | Hybrid ramjet engine |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU95108829A RU95108829A (en) | 1997-02-10 |
| RU2096644C1 true RU2096644C1 (en) | 1997-11-20 |
Family
ID=20168315
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU95108829A RU2096644C1 (en) | 1995-05-30 | 1995-05-30 | Hybrid ramjet engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2096644C1 (en) |
Cited By (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2003025379A1 (en) * | 2001-09-14 | 2003-03-27 | Chesterenko Nikolai Alekseevic | Shesterenko method and device for jet acceleration of gas and producing energy from a vacuum |
| GB2404952A (en) * | 2003-08-12 | 2005-02-16 | Rolls Royce Plc | Air-breathing reaction propulsion engine |
| RU2486410C2 (en) * | 2011-09-13 | 2013-06-27 | Бафа Османович Сейфетдинов | Method of combustion products recirculation in pulsating combustion chamber and device for its realisation |
| RU2516075C2 (en) * | 2008-03-25 | 2014-05-20 | Эмикебл Инвеншнс Ллк | Subsonic and stationary ramjets |
| RU2564728C2 (en) * | 2010-02-24 | 2015-10-10 | ИННЭВЭЙТИВ ДИФЕНС, ЭлЭлСи | Controlled thrust air breather running on pelletized fuel |
| RU2669106C1 (en) * | 2017-02-03 | 2018-10-08 | Юрий Михайлович Новосёлов | Universal turbojet engine “h” |
| RU2731954C2 (en) * | 2018-04-24 | 2020-09-09 | Юрий Михайлович Новосёлов | "h-i" universal jet turbine engine |
| RU2732939C1 (en) * | 2019-08-22 | 2020-09-24 | Юрий Михайлович Новосёлов | Liquid turbojet engine "h-2" |
-
1995
- 1995-05-30 RU RU95108829A patent/RU2096644C1/en active
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| 1. DE, заявка, 2517947, кл. F 23 R 1/12, 1976. 2. Марк Штейн Дж. Г.М. Нестационарное распространение пламени, статья Патнэма А.А. Вибрационное горение с точки зрения практики. - М.: Мир, 1968, с.379-410. 3. Зуев В.М., Макаров В.С. Теория прямоточных и ракетно-прямоточных двигателей. - М.: Машиностроение, 1971, с.23, рис.1.9а. 4. DE, заявка, 4127994, кл. F 02 K 1/04, 1992. * |
Cited By (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2003025379A1 (en) * | 2001-09-14 | 2003-03-27 | Chesterenko Nikolai Alekseevic | Shesterenko method and device for jet acceleration of gas and producing energy from a vacuum |
| GB2404952A (en) * | 2003-08-12 | 2005-02-16 | Rolls Royce Plc | Air-breathing reaction propulsion engine |
| GB2404952B (en) * | 2003-08-12 | 2006-08-30 | Rolls Royce Plc | Air breathing reaction propulsion engines |
| RU2516075C2 (en) * | 2008-03-25 | 2014-05-20 | Эмикебл Инвеншнс Ллк | Subsonic and stationary ramjets |
| RU2564728C2 (en) * | 2010-02-24 | 2015-10-10 | ИННЭВЭЙТИВ ДИФЕНС, ЭлЭлСи | Controlled thrust air breather running on pelletized fuel |
| RU2486410C2 (en) * | 2011-09-13 | 2013-06-27 | Бафа Османович Сейфетдинов | Method of combustion products recirculation in pulsating combustion chamber and device for its realisation |
| RU2669106C1 (en) * | 2017-02-03 | 2018-10-08 | Юрий Михайлович Новосёлов | Universal turbojet engine “h” |
| RU2731954C2 (en) * | 2018-04-24 | 2020-09-09 | Юрий Михайлович Новосёлов | "h-i" universal jet turbine engine |
| RU2732939C1 (en) * | 2019-08-22 | 2020-09-24 | Юрий Михайлович Новосёлов | Liquid turbojet engine "h-2" |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU95108829A (en) | 1997-02-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN108800205B (en) | Swirl afterburning/stamping combustion chamber | |
| RU2660734C2 (en) | Pressure-gain combustion chamber (versions) and operating method thereof | |
| US4429527A (en) | Turbine engine with combustor premix system | |
| US2385833A (en) | Fuel vaporizer for jet propulsion units | |
| JP4705727B2 (en) | Combined cycle pulse detonation turbine engine | |
| US4112676A (en) | Hybrid combustor with staged injection of pre-mixed fuel | |
| US8161725B2 (en) | Compact cyclone combustion torch igniter | |
| NO132165B (en) | ||
| US5113647A (en) | Gas turbine annular combustor | |
| US2482394A (en) | Gas turbine | |
| RU2096644C1 (en) | Hybrid ramjet engine | |
| US2715436A (en) | Resonant pulse jet combustion heating device | |
| US8250854B2 (en) | Self-starting turbineless jet engine | |
| US5782079A (en) | Miniature liquid-fueled turbojet engine | |
| US4368620A (en) | Windmills for ramjet engine | |
| US8272221B2 (en) | Hydrogen gas generator for jet engines | |
| RU2313683C1 (en) | Jet engine | |
| US5115637A (en) | External cartridge gas combustor ignitor | |
| US5076061A (en) | Stored energy combustor | |
| US7690191B2 (en) | Fuel preconditioning for detonation combustion | |
| US2998705A (en) | Pressure gain valveless combustior | |
| KR100858964B1 (en) | Reer burning device for small jet engine using torch | |
| RU2195566C2 (en) | Rocket ramjet engine | |
| RU2236610C2 (en) | Jet engine | |
| RU2084674C1 (en) | Steam-gas jet propulsion engine |