RU2195566C2 - Ракетно-прямоточный двигатель - Google Patents
Ракетно-прямоточный двигательInfo
- Publication number
- RU2195566C2 RU2195566C2 RU2000104196A RU2000104196A RU2195566C2 RU 2195566 C2 RU2195566 C2 RU 2195566C2 RU 2000104196 A RU2000104196 A RU 2000104196A RU 2000104196 A RU2000104196 A RU 2000104196A RU 2195566 C2 RU2195566 C2 RU 2195566C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- gas generator
- afterburning
- fuel
- afterburner
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Ракетно-прямоточный двигатель содержит камеру дожигания с соплом Лаваля, газогенератор, заряд твердого топлива, воспламенитель, воздухозаборник. Газогенератор выполнен вращающимся, находится внутри камеры дожигания и имеет полупетлевые сопла, размещенные под углом в 20-30o к оси двигателя. Изобретение позволяет увеличить коэффициент дожигания топлива, предупредить срыв горения и уменьшить габариты камеры дожигания и массовые характеристики двигателя в целом. 2 ил.
Description
Изобретение относится к авиастроению, а именно к двигателестроению, и может быть использовано для замены существующих прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ПВРД).
Наиболее близким по технической сущности является ПВРД (прототип [1]), в состав которого входят ракетная ступень, состоящая из ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ), вслед за которым расположена прямоточная ступень, состоящая из воздухозаборника, камеры дожигания и выходного сопла. Обеспечение высокой степени дожигания топлива обеспечивается большой длиной камеры дожигания.
Однако данный тип двигателя обладает значительными габаритными характеристиками. Кроме того, для обеспечения высокого коэффициента дожигания топлива необходима значительная длина камеры дожигания, а вследствие высокого скоростного напора при полете на сверхзвуковых скоростях возможен срыв горения.
Задачей данного изобретения является увеличение коэффициента дожигания топлива, предупреждение срыва горения и уменьшение габаритов камеры дожигания и массовых характеристик двигателя в целом.
Данная задача решается за счет того, что газогенератор находится внутри камеры дожигания и имеет полупетлевые сопла, размещенные под углом 20-30o к оси двигателя, что обеспечивает вращение газогенератора в процессе работы и поддержание турбулентного горения в камере дожигания. Это повышает устойчивость горения топливной смеси и, как следствие, удельный импульс двигателя.
Заявляемая конструкция ПВРД отличается от прототипа тем, что в ней используется вращающийся газогенератор с полупетлевыми соплами, размещенный внутри камеры дожигания.
На фиг. 1 представлен общий вид, а на фиг. 2 - сечение А-А ракетно-прямоточного двигателя с вращающимся блоком полупетлевых сопл.
Предлагаемая конструкция состоит из корпуса (13), внутри которого размещены воздухозаборник с центральным телом (4), которое жестко закреплено на узлах (5), камера дожигания с соплом Лаваля (11), внутри которой расположены вращающийся газогенератор с полупетлевыми соплами (12), повернутыми на угол 20-30o по часовой стрелке (сечение А-А), заряд стартового ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ) (9) и воспламенитель (7).
Конструкция также состоит из топливного отсека, расположенного внутри центрального тела воздухозаборника (4), и трубопровода подачи топлива (8), который является подвижным, закреплен на подшипнике (2) центрального тела воздухозаборника и подшипнике (3) узлов крепления трубопровода (6) и одновременно является узлом крепления вращающегося газогенератора (10).
Двигатель работает следующим образом.
При подаче команды на воспламенение с помощью воспламенителя (7) поджигается заряд твердого топлива, размещенный в камерах газогенератора (10) и дожигания (9). Продукты горения, истекающие из камеры дожигания через сопло Лаваля (11), создают реактивную силу тяги. После окончания горения стартового РДТТ летательный аппарат набирает скорость более 100 м/с, необходимую для начала работы РПД. Далее, топливо (1) с низким содержанием окислителя из топливного отсека, расположенного в центральном теле воздухозаборника (4), по трубопроводу (8) подается в газогенератор (10), где поджигается воспламенителем (7). Вследствие недостаточного количества окислителя газовая смесь разогревается, однако топливо до конца не сгорает и поступает через полупетлевые сопла (12) в камеру дожигания. Поскольку сопла расположены под углом 20-30o, то возникающая при истечении горячей топливной смеси из газогенератора реактивная сила его раскручивает. Попав в камеру дожигания, топливная смесь перемешивается с атмосферным воздухом, поступающим через воздухозаборники, и сгорает. Продукты сгорания через сопло Лаваля истекают в атмосферу, создавая реактивную силу.
Литература
1. Алемасов В.Е., Дрегалин А.Ф., Тишин А.П. Теория ракетных двигателей -М.: Машиностроение, 1980г., стр.489-494.
1. Алемасов В.Е., Дрегалин А.Ф., Тишин А.П. Теория ракетных двигателей -М.: Машиностроение, 1980г., стр.489-494.
Claims (1)
- Ракетно-прямоточный двигатель, содержащий камеру дожигания с соплом Лаваля, газогенератор, заряд твердого топлива, воспламенитель, воздухозаборник, отличающийся тем, что вращающийся газогенератор находится внутри камеры дожигания и имеет полупетлевые сопла, размещенные под углом в 20-30o к оси двигателя.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2000104196A RU2195566C2 (ru) | 2000-02-21 | 2000-02-21 | Ракетно-прямоточный двигатель |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2000104196A RU2195566C2 (ru) | 2000-02-21 | 2000-02-21 | Ракетно-прямоточный двигатель |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2000104196A RU2000104196A (ru) | 2002-01-20 |
RU2195566C2 true RU2195566C2 (ru) | 2002-12-27 |
Family
ID=20230881
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2000104196A RU2195566C2 (ru) | 2000-02-21 | 2000-02-21 | Ракетно-прямоточный двигатель |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2195566C2 (ru) |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2615889C1 (ru) * | 2015-11-19 | 2017-04-11 | Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС" | Ракетно-прямоточный двигатель с регулируемым расходом твёрдого топлива |
RU180227U1 (ru) * | 2017-11-02 | 2018-06-06 | Закрытое акционерное общество "Институт телекоммуникаций" | Комбинированный трехрежимный реактивный двигатель |
CN109630315A (zh) * | 2019-02-25 | 2019-04-16 | 中国人民解放军国防科技大学 | 固体火箭超燃冲压发动机及弧形燃气发生器、中心喷注装置 |
CN110700963A (zh) * | 2019-08-15 | 2020-01-17 | 西北工业大学 | 基于轴对称的紧凑布局式固体火箭燃气超燃冲压发动机 |
-
2000
- 2000-02-21 RU RU2000104196A patent/RU2195566C2/ru active
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
АЛЕМАСОВ В.Е. и др. Теория ракетных двигателей. - М.: Машиностроение, 1980, с.489-494. * |
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2615889C1 (ru) * | 2015-11-19 | 2017-04-11 | Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС" | Ракетно-прямоточный двигатель с регулируемым расходом твёрдого топлива |
RU180227U1 (ru) * | 2017-11-02 | 2018-06-06 | Закрытое акционерное общество "Институт телекоммуникаций" | Комбинированный трехрежимный реактивный двигатель |
CN109630315A (zh) * | 2019-02-25 | 2019-04-16 | 中国人民解放军国防科技大学 | 固体火箭超燃冲压发动机及弧形燃气发生器、中心喷注装置 |
CN109630315B (zh) * | 2019-02-25 | 2020-06-16 | 中国人民解放军国防科技大学 | 固体火箭超燃冲压发动机及弧形燃气发生器、中心喷注装置 |
CN110700963A (zh) * | 2019-08-15 | 2020-01-17 | 西北工业大学 | 基于轴对称的紧凑布局式固体火箭燃气超燃冲压发动机 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP4705727B2 (ja) | 複合サイクル・パルスデトネーション・タービンエンジン | |
US7520123B2 (en) | Mixing-enhancement inserts for pulse detonation chambers | |
US3535881A (en) | Combination rocket and ram jet engine | |
US3005311A (en) | Gas turbine engine with combustion inside compressor | |
US5224344A (en) | Variable-cycle storable reactants engine | |
GB2222670A (en) | Turboramjet engine full speed | |
JPH0367026A (ja) | ターボロケットエンジンとラムジェットエンジンとを組合わせた再燃焼形推進機 | |
US3279187A (en) | Rocket-ramjet propulsion engine | |
US5010728A (en) | Solid fuel turbine engine | |
US8250854B2 (en) | Self-starting turbineless jet engine | |
RU2195566C2 (ru) | Ракетно-прямоточный двигатель | |
GB887328A (en) | Improvements in or relating to rotary internal combustion engines | |
US3824787A (en) | Intermittent combustion device with a pair of coextensive and coaxial mutually inductive chambers | |
RU2096644C1 (ru) | Комбинированный прямоточный воздушно-реактивный двигатель | |
US2982095A (en) | Gas generating device | |
RU173530U1 (ru) | Силовая установка гиперзвукового летательного аппарата | |
US6658838B2 (en) | Shaped charge engine | |
CN114352437A (zh) | 一种适用于宽马赫数飞行的固体燃料冲压组合发动机 | |
USH1234H (en) | Solid propellant air-turborocket | |
US3220181A (en) | Split-flow solid fuel ramjet | |
RU2799263C1 (ru) | Интегральный прямоточный воздушно-реактивный двигатель | |
Anvekar | Aircraft Propulsion | |
US3040518A (en) | Propulsion unit | |
RU2116489C1 (ru) | Двигатель-движитель летательного аппарата султанова | |
WO2022175739A1 (en) | Ramjet or scrum jet aircraft engine with the capability of mounting two fans behind the aircraft's nozzle |