RU2133863C1 - Двигательная установка для гиперзвуковых и воздушно-космических летательных аппаратов - Google Patents
Двигательная установка для гиперзвуковых и воздушно-космических летательных аппаратов Download PDFInfo
- Publication number
- RU2133863C1 RU2133863C1 RU97116116A RU97116116A RU2133863C1 RU 2133863 C1 RU2133863 C1 RU 2133863C1 RU 97116116 A RU97116116 A RU 97116116A RU 97116116 A RU97116116 A RU 97116116A RU 2133863 C1 RU2133863 C1 RU 2133863C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- hypersonic
- magnetic field
- diffuser
- walls
- current
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K7/00—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof
- F02K7/10—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof characterised by having ram-action compression, i.e. aero-thermo-dynamic-ducts or ram-jet engines
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Crystals, And After-Treatments Of Crystals (AREA)
- Plasma Technology (AREA)
Abstract
Двигательная установка для гиперзвуковых и воздушно-космических летательных аппаратов с безэлектродными техническими средствами на принципах магнитогазодинамики предназначена для увеличения скоростного предела работоспособности гиперзвуковых прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ГПВРД) путем предотвращения отрыва пограничного слоя от стенок диффузора. Магнитное поле образовано токонесущими обмотками, проложенными за стенками газовых контуров ГПВРД поперек их центральных осей. ГПВРД сформированы у одной или обеих боковых поверхностей топливной емкости, выполненной в виде тора, формирующей внешний облик летательного аппарата. Улучшаются конструктивные и эксплуатационные характеристики. 6 ил.
Description
Изобретение относится к двигательным установкам для гиперзвуковых и воздушно-космических летательных аппаратов, содержащих гиперзвуковые прямоточные воздушно-реактивные двигатели и технические средства на принципах магнитогазодинамики.
Известна двигательная установка, включающая гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ГПВРД) для высокоскоростных летательных аппаратов, в газовом контуре которого поток сохраняет режим сверхзвукового течения при умеренных значениях статических температуры и давления, обеспечивающих реализацию термодинамического цикла (Р.И.Курзинер. Реактивные двигатели для больших сверхзвуковых скоростей полета. М.Машиностроение. 1989, стр. 114-137).
Известна также двигательная установка, принятая за прототип, в состав которой входит воздушно-реактивный магнитогазодинамический двигатель (патент США N 3436918 от 8.04.69 г., кл. F 03 H 1/00, кл. США 376-319), содержащий МГД-ускоритель и электрически связанный с ним МГД-генератор. Газ перед МГД-генератором нагревается до высокой температуры от ядерного реактора. Прием электрической энергии в МГД-генераторе и передача ее в МГД-ускоритель производится посредством твердотельных электродов и тоководов. Магнитное поле в камерах обоих преобразователей направлено поперек газовых потоков.
Применение в составе двигательной установки для летательного аппарата МГД-преобразователей (генератора и ускорителя) в классическом исполнении привело к необходимости использования равновесной проводимости, требующей нагрева рабочего тела до высокой температуры и добавления в поток щелочных металлов. Использование твердотельных электродов и тоководов вызвало увеличение массы двигателя и сокращение его рабочего ресурса.
Двигательная установка не работоспособна на гиперзвуковых скоростях полета в связи с невозможностью нагрева воздуха в теплообменниках, так как температура торможения воздуха на этих режимах (более 3000 К) всегда превышает температуру их горячих стенок (менее 2000 К).
Как показали наземные испытания, проведенные в период 1987 - 1993 гг., скоростной предел устойчивой работоспособности ГПВРД без применения специальных технических средств ограничен числами Маха полета около 10 и обусловлен действием дестабилизирующих факторов, приводящих при наличии осевого градиента давления, к интенсивному увеличению толщины пограничного слоя в канале диффузора и последующему его отрыву от стенок. В результате чего режим течения в диффузоре переходит из сверхзвукового в дозвуковой, вызывая эффект теплового запирания канала. Начало отрыва соответствует некоторому критическому значению числа Рейнольдса
где в качестве линейного размера принята толщина пограничного слоя δ,
ν - коэффициент кинематической вязкости, м2/с.
где в качестве линейного размера принята толщина пограничного слоя δ,
ν - коэффициент кинематической вязкости, м2/с.
Процесс горения топлива, являясь источником сильных возмущений потока, способствует распространению областей критических и дозвуковых течений на большую часть объема камеры сгорания. Увеличить скоростной предел работоспособности ГПВРД предлагается искусственным уменьшением чисел Рейнольдса и диффузоре до значений заведомо меньших критического за счет уменьшения толщины пограничного слоя δ путем применения известного эффекта подавления турбулентности в электропроводном потоке поперечным магнитным полем.
Техническими результатами, которые предполагается достигнуть настоящим изобретением, являются:
- увеличение скоростного предела работоспособности гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя;
- интеграция двигателя и летательного аппарата (ЛА);
- упрощение конструкции двигательной установки;
- расширение функциональных возможностей ЛА, например использование топливной емкости для обитания в орбитальных условиях.
- увеличение скоростного предела работоспособности гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя;
- интеграция двигателя и летательного аппарата (ЛА);
- упрощение конструкции двигательной установки;
- расширение функциональных возможностей ЛА, например использование топливной емкости для обитания в орбитальных условиях.
Результаты достигнуты тем, что в двигательной установке, использующей принципы магнитогазодинамики, содержащей топливную емкость, гиперзвуковые прямоточные двигатели с газовыми контурами и магнитную систему с токонесущими обмотками, обмотки проложены за стенками контуров, поперек их центральных осей. Емкость для хранения горючего может быть выполнена в форме тора, а газовые контуры прямоточных двигателей сформированы у одной или обеих ее боковых поверхностей. Направления осей контуров совпадают с направлением оси большой окружности тора.
Скоростной предел работоспособности двигателей увеличивается за счет искусственного уменьшения толщины пограничного слоя δ в диффузоре и повышения его стабильности средствами магнитогазодинамики.
Электропроводность высокоскоростного разреженного воздушного потока предлагается обеспечить без применения щелочных металлов путем реализации неравновесного двухтемпературного состояния (при обычной температуре тяжелых частиц и высоких значениях электронной температуры) в два последовательных этапа:
- на входе и диффузор создается и поддерживается малая изначальная электропроводность за счет возбуждения распределенного электрического разряда сравнительно небольшой мощности от бортового источника электропитания;
- оптимальный уровень электропроводности на остальной длине диффузора обеспечивается автоматически путем индуцирования электрического разряда в постоянном поперечном магнитном поле при использовании кинетической энергии потока.
- на входе и диффузор создается и поддерживается малая изначальная электропроводность за счет возбуждения распределенного электрического разряда сравнительно небольшой мощности от бортового источника электропитания;
- оптимальный уровень электропроводности на остальной длине диффузора обеспечивается автоматически путем индуцирования электрического разряда в постоянном поперечном магнитном поле при использовании кинетической энергии потока.
Толщина пограничного слоя уменьшается под действием электродинамических сил, приводящих к ускорению замедленных пристеночных струй электропроводного потока, в присутствии поперечного магнитного поля, аналогично тому, как это трактуется в классической задаче "течения Гартмана", которая характеризуется тем, как профиль скоростей электропроводного потока в канале прямоугольного сечения в присутствии равномерного поперечного магнитного поля выравнивается и становится плоским, быстро спадая у стенок. Это происходит потому, что та часть канала, где скорость потока превышает среднее значение, осуществляет функции ГМД-генератора, вырабатывающего электрический ток, который образует обратную ветвь токовой цепи вблизи непроводящих стенок канала в объеме пограничного слоя, ускоряя жидкость в пределах его толщины.
Таким образом, часть кинетической энергии более скоростных струй потока преобразуется в электрическую, которая расходуется на ускорение замедленных пристеночных струй, выравнивая профиль его скоростей (M. Mithner, Charles H. Kruger. Partially ionized gases. New York, 1973 или перевод: М.Митчнер и Ч. Кругер. Частично ионизованные газы. М. Мир, 1976, стр. 200 - 206).
При наличии ускоряющих электродинамических сил, которые более чем на порядок превышают вязкостные, вязкостные силы тормозят поток лишь в более тонких, чем без магнитного поля пристеночных слоях, вызывая эффект многократного уменьшения толщины пограничного слоя у непроводящих стенок, пересекаемых магнитным полем.
Обеспечивая "полицейские функции" выравнивая профиля скоростей потока, нарушенного любыми причинами, электродинамические силы, возникающие в присутствии поперечного магнитного поля, еще более интенсивно препятствуют возникновению обратных течений в пристеночных зонах потока, способствующих отрыву пограничного слоя от стенок диффузора.
Эффект поддержания режима безотрывного течения в присутствии продольного магнитного поля объясняется тем, что электропроводный газ, в процессе движения от стенок диффузора, вынужден пересекать магнитные силовые линии поля и, в соответствии с правилом Ленца, испытывать противодействие удалению струек от поверхности канала, в результате чего пристеночные струи обретают тенденцию продолжать безотрывное устойчивое движение у стенок диффузора. Это явление представляет собой известный частный случай общего эффекта подавления поперечной турбулентности в электропроводном потоке продольным магнитным полем (А. Б.Цинобер. Магнитогидродинамическая турбулентность. В журн. "Магнитная гидродинамика" 1975, N 1, Рига. изд. "Зинатне").
Таким образом, токонесущие обмотки, проложенные за стенками газовых контуров ГПВРД поперек их центральных осей, образуют магнитное поле, которое в пределах пограничного слоя содержит продольные и поперечные составляющие векторов магнитной индукции. Неравномерное в пространстве поперечное магнитное поле в условиях предварительно ионизированного воздушного потока, индуцирует электрический ток, обеспечивающий дальнейшее повышение электропроводности газа до оптимального уровня за счет реализации неравновесного двухтемпературного состояния. Профиль скоростей при этом стремится перестроиться электродинамическими силами, что, в частности, и приводит к уменьшению толщины пограничного слоя. Отрыв пограничного слоя от стенок диффузора произойдет при существенно более высоких скоростях потока. В математической интерпретации эффект увеличения верхнего предела скорости безотрывного течения объясняется уменьшением чисел Рейнольдса на границе пограничного слоя за счет уменьшения его толщины δ. Отрыв потока от стенок диффузора предотвращается также в результате подавления поперечной турбулентности продольными составляющими векторов магнитной индукции. Таким образом, скоростной предел работоспособности ГПВРД, входящих в состав ДУ, увеличивается за счет повышения стабильности течения средствами магнитогазодинамики.
Предложенная схема двигательной установки хорошо вписывается в общую компоновку ЛА.
Упрощение конструкции двигательной установки достигается за счет отсутствия механических элементов управления режимами работы систем двигательной установки и отсутствия классических МГД-преобразователей (генератора и ускорителя) с твердотельными электродами и тоководами.
Функциональные возможности летательного аппарата расширяются за счет возможности активного полета на больших гиперзвуковых скоростях. Сущность изобретения поясняется графическим материалом на фиг. 1-6:
фиг. 1 - принципиальная схема двигательной установки;
фиг. 2 - компоновочная схема летательного аппарата с двигательной установкой, содержащей топливную емкость в виде тела, образованного вращением кромки его поперечного сечения вокруг оси, расположенной вне этого сечения (в дальнейшем тело такой формы будем называть тором), и двигателем, размещенным у боковой поверхности тора, соответствующей его меньшему диаметру;
фиг. 3 - компоновочная схема летательного аппарата при виде сверху;
фиг. 4 - одна из конфигураций магнитного поля, способствующая увеличению скоростного предела работоспособности ГПВРД;
фиг. 5 - конфигурация магнитного поля, предназначенная для торможения летательного аппарата при его погружении в атмосферу с орбитальной скоростью;
фиг. 6 - компоновочная схема двигательной установки с двухсторонним расположением двигателей.
фиг. 1 - принципиальная схема двигательной установки;
фиг. 2 - компоновочная схема летательного аппарата с двигательной установкой, содержащей топливную емкость в виде тела, образованного вращением кромки его поперечного сечения вокруг оси, расположенной вне этого сечения (в дальнейшем тело такой формы будем называть тором), и двигателем, размещенным у боковой поверхности тора, соответствующей его меньшему диаметру;
фиг. 3 - компоновочная схема летательного аппарата при виде сверху;
фиг. 4 - одна из конфигураций магнитного поля, способствующая увеличению скоростного предела работоспособности ГПВРД;
фиг. 5 - конфигурация магнитного поля, предназначенная для торможения летательного аппарата при его погружении в атмосферу с орбитальной скоростью;
фиг. 6 - компоновочная схема двигательной установки с двухсторонним расположением двигателей.
Предлагаемая двигательная установка (фиг. 1) включает в себя топливную емкость 1, гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель, содержащий корпус 2, диффузор 3, токонесущие обмотки 4, форсунки 5, камеру сгорания 6, электрорезистивные стенки газового контура 7, реактивное сопло 8, центральную ось 9, магистраль подачи топлива 10.
Двигательная установка с топливной емкостью в форме тора хорошо сочетается с корпусом летательного аппарата малого удлинения вертикального старта и вертикальной посадки (фиг. 2 и 6). Во внутреннем объеме конструкции двигателя, за стенками диффузора 3 расположены витки токонесущих сверхпроводящих обмоток 4. Малая длина образующей канала диффузора обуславливает относительно малую толщину пограничного слоя на входе в камеру сгорания 6 на начальном этапе гиперзвукового полета, что приводит к увеличению эффективности двигателя. На больших гиперзвуковых скоростях полета толщина пограничного слоя уменьшается до оптимальных значений средствами магнитогазодинамики.
На фиг. 3 представлен вид сверху компоновочной схемы летательного аппарата.
Электропроводность воздуха обеспечивается одновременным действием средств предварительной изначальной ионизации, например, возбуждением объемного СВЧ-разряда на входе в диффузор и последующим действием индуцированного электрического разряда в зоне "А" поперечного магнитного поля (фиг. 4).
Корпус ЛА малого удлинения упрощает проблемы центровки, позволяет легко уравновесить моменты аэродинамических сил и предотвратить перегрев теплонапряженных элементов конструкции.
На начальном этапе полета до чисел Маха, соответствующих началу работы ГПВРД, предусмотрено функционирование двигателей одного из следующих типов: жидкостного ракетного, ракетно-прямоточного, ракетно-турбинного или высокоскоростного турбокомпрессорного двигателей, не показанных на фиг. 2 и 6.
На фиг. 4 показано сечение канала диффузора 3 и токонесущих обмоток 4, проложенных за стенкой 7 диффузора. Направление токов в обмотках условно показано крестом и точкой. Крестом обозначено направление тока в плоскость чертежа, точкой - из плоскости чертежа. Направление токов в двух крайних обмотках противоположно остальным. Линиями B показана приблизительная конфигурация силовых линий магнитного поля. На чертеже выделены объемные области A и C, характеризующиеся большими значениями поперечных составляющих векторов магнитной индукции. Изначально слабо ионизированный воздух, например действием пространственного электрического разряда на входе в диффузор, поступает в зону поперечного магнитного поля A, где по периметру диффузора индуцируются кольцевые электрические токи, приводящие к увеличению неравновесной проводимости воздуха до оптимальных значений. В локальном объеме А диффузора реализуются условия, аналогичные классической задаче течения Гартмана. В результате реализации физических процессов, характерных для этого течения, толщина пограничного слоя на длине области А уменьшается.
При пересечении поперечного магнитного поля слабо электропроводным потоком индуцируется электрическое поле, энергия которого расходуется на возбуждение молекул воздуха, его ионизацию, ускорение ионов и электронов. Этот процесс, автоматически обеспечивая необходимый уровень неравновесной электропроводности, приводит к увеличению статической температуры воздуха за счет преобразования кинетической энергии потока в тепловую. Потери в воздухе, обусловленные поддержанием неравновесной электропроводности, приблизительно в пятьдесят раз превышает аналогичные потери в аргоне. Однако в связи с тем, что в диффузоре модуля ГПВРД оптимальный уровень удельной электропроводности находится в пределах 3 - 7 Сим/м, средняя плотность тока индуцированного электрического разряда составляет не более 50 мА/см2 (500 А/м2), что соответствует электронной температуре около 5000 К. При этом средний нагрев воздуха в электрическом разряде не превысит 20 - 50 К. Регулирование плотности индуцированного электрического разряда предполагается производить изменением магнитной индукции или мощностью предварительной ионизации. Безразмерное число Гартмана - критерий подобия, определяющий степень выравнивания профиля скоростей электропроводного потока, представляющий собой отношение стабилизирующих электродинамических сил к вязкостным, составит в присутствии поперечного магнитного поля с индукцией 1,5 Тл около 100 единиц, что достаточно для выравнивания профиля скоростей, обуславливающих толщину пограничного слоя на выходе из объемных областей А и С около 1 см.
На участке между зонами А и С преобладают признаки продольного поля.
Толщина пограничного слоя на нем сохранится такой же, как на выходе из зоны А, в связи со свойством продольного поля подавлять поперечную турбулентность и сохранять толщину пограничного слоя. Поддержание электропроводности на упомянутом участке осуществляется действием холловского разряда, токи которого возникают в объемных зонах А и С. Для управления ими на входе и выходе каждого участка предполагается установить твердотельные электроды с регулируемым сопротивлением (не показаны).
Длина участка продольного поля может дискретно изменяться путем изменения направления в токонесущих обмотках 4. Одним из возможных вариантов включения обмоток может быть включение с чередующимся направлением токов. Участок диффузора с продольным магнитным полем при этом исчезнет. Этот вариант включения обмоток образует поперечное знакопеременное по длине диффузора магнитное поле, которое "выстилает" его внутреннюю поверхность. Такая конфигурация поля представляется наиболее экономичной с точки зрения запасенной энергии поля. Она может обеспечить эффективное функционирование бортовой магнитной системы при минимальной массе. В магнитном поле такой конфигурации процессы выравнивания поля скоростей будут реализовываться лишь в пристеночной области потока, что приведет к экономии мощности и массы предыонизатора.
На фиг. 5 приведен вариант включения обмоток, при котором все обмотки несут ток одинакового направления. В связи с тем что индуктивность магнитной системы в этом случае максимальная, такое включение определяет максимальную нагрузку на силовые элементы и, следовательно, ее предельные массовые характеристики. Этот вариант включения предполагается использовать для торможения летательного аппарата при погружении его в атмосферу с большими гиперзвуковыми скоростями на этапе возвращения из орбитального полета.
Обмотка, расположенная у передней кромки воздухозаборника, несет максимальный ток и образует магнитное поле в объеме диффузора и за обводами летательного аппарата. Другие обмотки образуют неравномерное поле, в основном, внутри канала диффузора. Разреженный воздух при числах Маха полета более 10 ионизируется в скачке уплотнения и, пересекая осесимметричное соленоидальное магнитное поле, индуцирует кольцевой электрический разряд, ток которого, взаимодействуя с тем же магнитным полем, создает Лоренцову силу, увлекающую токовое кольцо с воздухом. Реакция этой силы через магнитное поле приложена к обмоткам электромагнита и направлена на торможение объекта. Тормозной эффект обусловлен вовлечением в движение за аппаратом больших масс атмосферной среды и аналогичен парашютному эффекту. Кинетическая энергия ЛА расходуется на нагрев больших масс воздуха индуцированным электрическим разрядом, а не на нагрев его конструкции, так как гашение основной доли скорости будет происходить в верхних слоях атмосферы при малой плотности среды, следовательно, при малых конвективных тепловых потоках. Например, при движении корабля со скоростью 7500 м/с на высоте около 95 км, при плотности воздуха 2,3•10-6 кг/м3, при диаметре эквивалентного витка соленоида 10 м, при распространенности магнитного поля по диаметру на 20 м со средней магнитной индукцией 1,5 Тл через зону магнитного поля будет проходить 5,4 кг/с воздуха. Ток электрического разряда, индуцированный в прямом скачке уплотнения, расположенном на магнитном поле как на твердом теле, составляет около 400 А. При этом возникает сила торможения корабля около 20000 Н. Скорость воздуха в результате его торможения полем уменьшится приблизительно в два раза. Мощность силы торможения превысит 150 МВт, а статическая температура воздуха на выходе из магнитного поля с учетом диссоциации может превысить 4000 К. В соответствии с расчетами, максимальная температура неохлаждаемых передних кромок обтекателя при таком способе торможения на этапе возвращения корабля из орбитального полета не превысит 1000 К.
При числах Маха полета менее 10, на высотах менее 30 км, описанный выше способ торможения ЛА магнитным полем, распространенным за обводы летательного аппарата, становится неэффективным в связи с малым током в русле индуцированного электрического разряда из-за возросших потерь, обусловленных ускоренной тепловой диссипацией "горячих" электронов.
Магнитное поле, наведенное в канале диффузора в соответствии с фиг. 5, предназначено для продления эффективного торможения аппарата на траектории снижения до чисел Маха полета меньших 10 и высот меньших 30 км за счет более высокой плотности токов Холла, обеспечивающих "разогрев" электронов в разряде. Повышенная плотность электрического разряда обусловлена ограничением его сечения электрорезистивными стенками корпуса летательного аппарата.
Реализация предлагаемого изобретения позволяет создать одноступенчатый многоразовый воздушно-орбитальный корабль с магнитной системой в компоновке с топливной емкостью торообразной формы, что обеспечит:
- увеличение скоростного предела работоспособности ГПВРД до чисел Маха полета не менее 23;
- увеличение кратности использования ЛА за счет уменьшения аэродинамических тепловых потоков в его конструкцию на этапах гиперзвукового полета и уменьшение толщины пассивной тепловой защиты или отказ от ее применения.
- увеличение скоростного предела работоспособности ГПВРД до чисел Маха полета не менее 23;
- увеличение кратности использования ЛА за счет уменьшения аэродинамических тепловых потоков в его конструкцию на этапах гиперзвукового полета и уменьшение толщины пассивной тепловой защиты или отказ от ее применения.
На основе предлагаемого изобретения проработан вариант двигательной установки воздушно-космического корабля вертикального старта и вертикальной посадки, содержания:
- высокоскоростные турбокомпрессорные воздушно-реактивные двигатели, необходимые для достижения скоростей, обеспечивающих работу гиперзвуковых двигателей:
- гиперзвуковые прямоточные воздушно-реактивные двигатели, которые предполагается использовать вплоть до орбитальной скорости полета;
- ракетные двигатели для применения в космических условиях;
- топливную емкость в форме тора, определяющую основные обводы летательного аппарата, характеризующегося малым относительным удлинением.
- высокоскоростные турбокомпрессорные воздушно-реактивные двигатели, необходимые для достижения скоростей, обеспечивающих работу гиперзвуковых двигателей:
- гиперзвуковые прямоточные воздушно-реактивные двигатели, которые предполагается использовать вплоть до орбитальной скорости полета;
- ракетные двигатели для применения в космических условиях;
- топливную емкость в форме тора, определяющую основные обводы летательного аппарата, характеризующегося малым относительным удлинением.
ГПВРД размещены у боковых поверхностей малого и большого диаметров тора. В разрывах торовой емкости установлены турбокомпрессорные двигатели, отсеки полезного груза и автономная система аварийного спасения экипажа. Рентабельность эксплуатации обеспечивается за счет высокой относительной грузоподъемности корабля, которая при использовании перспективной технологии может составлять до 7% от стартовой массы при многократном его применении с увеличенной частотой пусков и при использовании упрощенного стартового комплекса.
Claims (2)
1. Двигательная установка для гиперзвуковых и воздушно-космических летательных аппаратов, содержащая топливную емкость, гиперзвуковые прямоточные двигатели с газовыми контурами и магнитную систему с токонесущими обмотками, отличающаяся тем, что токонесущие обмотки проложены за стенками газовых контуров поперек их центральных осей.
2. Установка по п.1, отличающаяся тем, что газовые контуры прямоточных двигателей сформированы у одной или обеих боковых поверхностей топливной емкости, выполненной в форме тора, причем направления осей контуров совпадают с направлением оси большой окружности тора.
Priority Applications (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU97116116A RU2133863C1 (ru) | 1997-09-25 | 1997-09-25 | Двигательная установка для гиперзвуковых и воздушно-космических летательных аппаратов |
| PCT/RU1998/000302 WO1999015772A1 (fr) | 1997-09-25 | 1998-09-24 | Groupe propulseur pour aeronefs et vaisseaux spatiaux hypersoniques |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU97116116A RU2133863C1 (ru) | 1997-09-25 | 1997-09-25 | Двигательная установка для гиперзвуковых и воздушно-космических летательных аппаратов |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU97116116A RU97116116A (ru) | 1999-06-27 |
| RU2133863C1 true RU2133863C1 (ru) | 1999-07-27 |
Family
ID=20197541
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU97116116A RU2133863C1 (ru) | 1997-09-25 | 1997-09-25 | Двигательная установка для гиперзвуковых и воздушно-космических летательных аппаратов |
Country Status (2)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2133863C1 (ru) |
| WO (1) | WO1999015772A1 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN106002137A (zh) * | 2016-06-13 | 2016-10-12 | 沈阳飞机工业（集团）有限公司 | 一种用于发动机安装车的限位装置 |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN101975122B (zh) * | 2010-11-04 | 2013-03-13 | 北京动力机械研究所 | 带有磁流体能量旁路系统的驻定爆震发动机 |
Family Cites Families (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3690102A (en) * | 1970-10-29 | 1972-09-12 | Anthony A Du Pont | Ejector ram jet engine |
| US5085048A (en) * | 1990-02-28 | 1992-02-04 | General Electric Company | Scramjet including integrated inlet and combustor |
| US5211006A (en) * | 1991-11-12 | 1993-05-18 | Sohnly Michael J | Magnetohydrodynamic propulsion system |
| RU2070651C1 (ru) * | 1992-07-01 | 1996-12-20 | Юрий Вяйнович Гявгянен | Реактивный двигатель |
| RU2044925C1 (ru) * | 1992-11-03 | 1995-09-27 | Евгений Кивович Белкин | Термический электрореактивный двигатель |
| RU2059537C1 (ru) * | 1993-03-01 | 1996-05-10 | Акционерное общество открытого типа "Научно-исследовательское предприятие гиперзвуковых систем" | Гиперзвуковой летательный аппарат |
-
1997
- 1997-09-25 RU RU97116116A patent/RU2133863C1/ru not_active IP Right Cessation
-
1998
- 1998-09-24 WO PCT/RU1998/000302 patent/WO1999015772A1/ru active Application Filing
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| 5. Курзинер Р.И. Реактивные двигатели для больших сверхзвуковых скоростей полета. - М.: Машиностроение, 1989, с. 114 - 137. * |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN106002137A (zh) * | 2016-06-13 | 2016-10-12 | 沈阳飞机工业（集团）有限公司 | 一种用于发动机安装车的限位装置 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| WO1999015772A1 (fr) | 1999-04-01 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US5211006A (en) | Magnetohydrodynamic propulsion system | |
| US8112982B2 (en) | Charged particle thrust engine | |
| US6334302B1 (en) | Variable specific impulse magnetoplasma rocket engine | |
| US7121511B2 (en) | Shock wave modification method and system | |
| WO2003098041A2 (en) | Air breathing electrically powered hall effect thruster | |
| Bityurin et al. | On a perspective of MHD technology in aerospace applications | |
| RU2741401C1 (ru) | Модуль с многоканальной плазменной двигательной установкой для малого космического аппарата | |
| EP3872341A1 (en) | Adjustable intake-collector for the optimum propulsion efficiency of an air-breathing electric thruster | |
| RU2133863C1 (ru) | Двигательная установка для гиперзвуковых и воздушно-космических летательных аппаратов | |
| Braun et al. | Experimental research in aerodynamic control with electric and electromagnetic fields | |
| RU2046210C1 (ru) | Электроракетный двигатель богданова | |
| Petit et al. | MHD hypersonic flow control for aerospace applications | |
| MYRABO | A concept for light-powered flight | |
| Jordan | Electric propulsion: which one for my spacecraft | |
| Chase et al. | An AJAX technology advanced SSTO design concept | |
| RU2601690C2 (ru) | Двигательная установка летательного аппарата | |
| RU2138668C1 (ru) | Воздушно-реактивный комбинированный магнитогазодинамический двигатель | |
| Love | Factors influencing configuration and performance of multipurpose manned entry vehicles | |
| US20220153455A1 (en) | Bi-directional wave plasma thruster for spacecraft | |
| Braun et al. | A critical review of electric and electromagnetic flow control research applied to aerodynamics | |
| RU2166667C1 (ru) | Способ получения тяги и устройство, реализующее этот способ | |
| Behrens et al. | Hypersonic and electromagnetic railgun technology as a future alternative for the launch of suborbital payloads | |
| RU2017658C1 (ru) | Транспортный аппарат | |
| RU206552U1 (ru) | Устройство охлаждения поверхности гиперзвукового летательного аппарата | |
| Krishnan et al. | Propulsion System Classification |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20070926 |