RU2262000C2 - Hypersonic ramjet engine and method of organization of combustion - Google Patents
Hypersonic ramjet engine and method of organization of combustion Download PDFInfo
- Publication number
- RU2262000C2 RU2262000C2 RU2003130695/06A RU2003130695A RU2262000C2 RU 2262000 C2 RU2262000 C2 RU 2262000C2 RU 2003130695/06 A RU2003130695/06 A RU 2003130695/06A RU 2003130695 A RU2003130695 A RU 2003130695A RU 2262000 C2 RU2262000 C2 RU 2262000C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuel
- air intake
- combustion
- engine
- combustion chamber
- Prior art date
Links
Landscapes
- Fuel-Injection Apparatus (AREA)
- Electrical Control Of Air Or Fuel Supplied To Internal-Combustion Engine (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к авиационному двигателестроению, а именно к гиперзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателям (ГПВРД), и может быть использовано в двигательных установках гиперзвуковых летательных аппаратов.The invention relates to aircraft engine manufacturing, namely to hypersonic ramjet engines (scramjet), and can be used in propulsion systems of hypersonic aircraft.
Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ГПВРД) представляет собой силовую установку для приведения в движение летательного аппарата в широком диапазоне скоростей, в том числе при гиперзвуковых скоростях. Проблема создания эффективного ГПВРД неразрывно связана с необходимостью обеспечения эффективного смешения топлива с воздухом. Для этого топливо обычно впрыскивается на входе в камеру сгорания со стенок или со стоек (пилонов). Однако при больших скоростях смешение топлива с воздухом происходит на очень больших длинах смешения. Для сокращения длин смешения топлива с воздухом предлагались различные методы интенсификации смешения, например продольные вихри, образование турбулентности в слое смешения за счет осциллировавшей ударной волны, а также сверхзвуковые закрученные струи (V.I. Vasilev, S. N. Zakotenko, S. Ju. Krasheninnikov, V.A. Stepanov, "Numerical Investigation of Mixing Augmentation Behind Oblique Shock Waves", AIAA Journal, Vol.32, No. 2, February 1994, стр.311-316).A hypersonic ramjet engine (SCRE) is a power plant for propelling an aircraft in a wide range of speeds, including at hypersonic speeds. The problem of creating an effective scramjet is inextricably linked to the need to ensure effective mixing of fuel with air. For this, fuel is usually injected at the entrance to the combustion chamber from the walls or from racks (pylons). However, at high speeds, the mixing of fuel with air occurs at very large mixing lengths. To reduce the mixing lengths of fuel with air, various methods of mixing intensification were proposed, for example, longitudinal vortices, the formation of turbulence in the mixing layer due to an oscillating shock wave, and also supersonic swirling jets (VI Vasilev, SN Zakotenko, S. Ju. Krasheninnikov, VA Stepanov, " Numerical Investigation of Mixing Augmentation Behind Oblique Shock Waves ", AIAA Journal, Vol. 32, No. 2, February 1994, pp. 311-316).
Известен гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель, патент США 4903480, F 02 K 7/10, 1988 г., содержащий воздухозаборник смешанного сжатия, прямую сверхзвуковую камеру сгорания постоянного сечения с инжектором для впрыска горючего, и сопло, причем для эффективного смешения топлива со сверхзвуковым потоком воздуха подачу горючего в камеру сгорания осуществляют через сверхзвуковые инжекторы, равномерно расположенные по высоте в хвостовой части пилонов.Known hypersonic ramjet engine, US patent 4903480, F 02 K 7/10, 1988, containing a mixed compression air intake, a direct supersonic combustion chamber of constant section with an injector for fuel injection, and a nozzle, and for efficient mixing of fuel with supersonic the air flow of fuel into the combustion chamber is carried out through supersonic injectors, evenly spaced in height in the rear of the pylons.
Недостатком данного технического решения является то, что подача топлива происходит на выходе из воздухозаборника в сверхзвуковую камеру сгорания. Для получения гомогенной смеси при сверхзвуковой скорости потока в потоке требуется значительное увеличение его длины (20-25 калибров высоты), даже при наличии чередования углов смещений осей инжекторов, равномерно расположенных в хвостовой части пилонов. В итоге это отрицательно сказывается на характеристиках двигателя в целом.The disadvantage of this technical solution is that the fuel is supplied at the exit from the air intake to the supersonic combustion chamber. To obtain a homogeneous mixture at a supersonic flow rate in the stream, a significant increase in its length (20-25 height calibers) is required, even if there are alternating angles of displacement of the axes of the injectors uniformly located in the rear of the pylons. As a result, this negatively affects the characteristics of the engine as a whole.
Наиболее близким техническим решением к заявляемому является «Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель», патент США 5085048, F 02 K 7/10, 1990 г., содержащий воздухозаборник, прямую камеру сгорания с уступами на начальном ее участке и расположенными в ней инжекторами, а также сопло. Причем инжекторы расположены на верхней и нижней поверхности стенок камеры таким образом, чтобы при впрыске горючего организовать зоны рециркуляции за уступами для эффективного смешения горючего с воздухом.The closest technical solution to the claimed is "Hypersonic ramjet engine", US patent 5085048, F 02 K 7/10, 1990, containing an air intake, a direct combustion chamber with ledges in its initial section and the injectors located in it, and also a nozzle. Moreover, the injectors are located on the upper and lower surface of the chamber walls in such a way that, when injecting fuel, organize recirculation zones behind the ledges for efficient mixing of fuel with air.
Основным недостатком данного технического решения является то, что зоны рециркуляции горючего и воздуха находятся в камере сгорания, и при сверхзвуковых скоростях потока воздуха время пребывания горючего в камере сгорания резко сокращается, что делает проблематичным эффективное смешения горючего с окислителем, например кислородом. Кроме того, наличие зон рециркуляции за уступами камеры сгорания, в которые определенным образом впрыскивают горючее для эффективного формирования струй топлива, в случае воспламенения последнего приводит к интенсивному тепловыделению и перестройке течения от сверхзвукового течения к дозвуковому по всей длине камеры сгорания.The main disadvantage of this technical solution is that the fuel and air recirculation zones are in the combustion chamber, and at supersonic air flow rates the fuel residence time in the combustion chamber is sharply reduced, which makes it difficult to efficiently mix the fuel with an oxidizing agent, for example oxygen. In addition, the presence of recirculation zones behind the ledges of the combustion chamber, into which fuel is injected in a certain way for the efficient formation of fuel jets, in case of ignition of the latter leads to intense heat generation and restructuring of the flow from a supersonic flow to a subsonic flow along the entire length of the combustion chamber.
Технической задачей заявляемого технического решения является улучшение смешения компонент топлива, обеспечивающего, в свою очередь, повышение полноты сгорания топлива, а также улучшение стабилизации процесса горения в камере сгорания гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ГПВРД).The technical task of the claimed technical solution is to improve the mixing of the fuel components, which, in turn, provides an increase in the completeness of fuel combustion, as well as an improvement in the stabilization of the combustion process in the combustion chamber of a hypersonic ramjet engine (SCJP).
Технический результат достигается тем, что топливную форсунку располагают в носовой части двигателя перед воздухозаборником по его оси и соединяют ее с воздухозаборником и обтекаемыми пилонами. Образованная зона, между носовой частью, топливной форсункой, обтекаемыми пилонами и воздухозаборником, интенсифицирует смешение компонент топлива с воздухом за счет инжекции топлива перед воздухозаборником из топливной форсунки, где происходит взаимодействие подаваемой струи с системой волн сжатия и скачков уплотнения, генерируемых самим воздухозаборником. Расстояние между топливной форсункой и воздухозаборником выражают соотношением:The technical result is achieved by the fact that the fuel nozzle is placed in the nose of the engine in front of the air intake along its axis and connected to the air intake and streamlined pylons. The formed zone, between the bow, the fuel nozzle, the streamlined pylons and the air intake, intensifies the mixing of the fuel components with air by injecting fuel in front of the air intake from the fuel nozzle, where the supplied jet interacts with the system of compression waves and compression waves generated by the air intake itself. The distance between the fuel nozzle and the air intake is expressed by the ratio:
L=K×D,L = K × D,
где L - расстояние между топливной форсункой и воздухозаборником;where L is the distance between the fuel nozzle and the air intake;
К - коэффициент подобия;K is the similarity coefficient;
D - диаметр воздухозаборника.D is the diameter of the air intake.
Изменяя расход, температуру и давление топлива из топливной форсунки регулируют режим работы воздухозаборника. При малых давлениях топлива из топливной форсунки обеспечивают запуск воздухозаборника и выход на расчетный режим при малых числах Маха полета (М<4). При увеличении скорости полета летательного аппарата увеличивают степень сжатия топливно-воздушной струи в воздухозаборнике управлением параметрами подачи топлива из топливной форсунки, например, изменяют температуру и давление подаваемого топлива. При этом управление воздухозаборником соединено с управлением подаваемой струи топлива, тем самым ликвидируют необходимость системы регулирования воздухозаборника с движущимися частями, и вся система управления связана с бортовой ЭВМ летательного аппарата.By changing the flow rate, temperature and pressure of the fuel from the fuel nozzle, the air intake is regulated. At low fuel pressures from the fuel nozzle, the air intake is started and the design mode is reached at low flight Mach numbers (M <4). With an increase in the flight speed of the aircraft, the compression ratio of the fuel-air stream in the air intake is increased by controlling the fuel supply parameters from the fuel nozzle, for example, the temperature and pressure of the supplied fuel are changed. In this case, the control of the air intake is connected to the control of the supplied fuel stream, thereby eliminating the need for an air intake control system with moving parts, and the entire control system is connected to the on-board computer of the aircraft.
На различных режимах работы двигателя определены следующие его достоинства:At various modes of engine operation, the following advantages are defined:
- устойчивые запуск и втекание сверхзвуковой струи топлива в канал воздухозаборника;- stable launch and inflow of a supersonic fuel jet into the air intake channel;
- высокая интенсивность смешения компонент топлива;- high intensity mixing of the fuel components;
- малые потери полного давления по тракту воздухозаборника;- small loss of total pressure along the intake path;
- уменьшение длины камеры сгорания за счет уменьшения длины зоны смешения;- reducing the length of the combustion chamber by reducing the length of the mixing zone;
- уменьшение вероятности срыва пограничного слоя и повышение устойчивости сверхзвукового воздухозаборника при дросселировании канала;- reducing the probability of disruption of the boundary layer and increasing the stability of the supersonic air intake during channel throttling;
- организация тепловой завесы для защиты поверхности гиперзвукового воздухозаборника от интенсивных тепловых потоков при больших числах Маха (М>5).- organization of a thermal curtain to protect the surface of a hypersonic air intake from intense heat fluxes at high Mach numbers (M> 5).
На чертеже изображена схема заявляемого гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ГПВРД).The drawing shows a diagram of the inventive hypersonic ramjet engine (scramjet).
Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ГПВРД), схематично изображенный на чертеже, содержит носовую часть 1, в которой последовательно расположены топливная форсунка 2, обтекаемые пилоны 3, соединяющие топливную форсунку 2 с воздухозаборником 4, камеру сгорания 5, сопло 6, струю 7 топлива, волны 8 сжатия, скачки 9 уплотнения, воспламенители 10, фронт 11 горения. Носовая часть 1, обтекаемые пилоны 3 и воздухозаборник 4 генерируют волны 8 сжатия и скачки 9 уплотнения, радикально влияющие на интенсификацию процесса смешения топлива с воздухом. Расстояние между топливной форсункой 2 и воздухозаборником 4 равно L, а диаметр воздухозаборника 4 равен D. Управление воздухозаборником 4 соединено с управлением подаваемой струи 7 топлива, и вся система (на чертеже не показана) связана с бортовой ЭВМ летательного аппарата.The hypersonic ramjet engine (SCRE), schematically depicted in the drawing, contains a nose 1, in which the fuel nozzle 2, streamlined pylons 3 are connected in series, connecting the fuel nozzle 2 with the air intake 4, the combustion chamber 5, the nozzle 6, the fuel jet 7 , compression waves 8, shock waves 9 seals, igniters 10, combustion front 11. The nose 1, the streamlined pylons 3 and the air intake 4 generate compression waves 8 and compression waves 9, which radically affect the intensification of the process of mixing fuel with air. The distance between the fuel nozzle 2 and the air intake 4 is equal to L, and the diameter of the air intake 4 is D. The control of the air intake 4 is connected to the control of the supplied fuel jet 7, and the whole system (not shown) is connected to the on-board computer of the aircraft.
Заявляемый способ организации горения в гиперзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе (ГПВРД), который схематично изображен на чертеже, осуществляют следующим образом.The inventive method of organizing combustion in a hypersonic ramjet engine (scramjet), which is schematically shown in the drawing, is as follows.
При выходе летательного аппарата с гиперзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателем (ГПВРД) на сверхзвуковые скорости полета (М>3) и достижении расчетного режима работы воздухозаборника 4 из топливных баков (на чертеже не показаны) топливо, например водород, подается в топливную форсунку 2 и затем в виде струи 7 подается в воздухозаборник 4.When an aircraft with a hypersonic ramjet engine (SCRE) exits to supersonic flight speeds (M> 3) and the design mode of operation of the air intake 4 from the fuel tanks (not shown) is reached, fuel, for example hydrogen, is supplied to fuel nozzle 2 and then in the form of a jet 7 is fed into the air intake 4.
Носовая часть 1, обтекаемые пилоны 3 и воздухозаборник 4 создают систему волн 8 сжатия и скачков 9 уплотнения. Взаимодействуя с системой волн 8 сжатия и скачков 9 уплотнения, генерируемых носовой частью 1, обтекаемыми пилонами 3 и воздухозаборником 4, струя 7 топлива деформируется и интенсивно перемешивается с воздухом в канале воздухозаборника 4. Эффективное перемешивание обеспечивает поступление практически гомогенной смеси струи 7 топлива с воздухом в камеру сгорания 5, где смесь сгорает во фронте 11 горения.The nose 1, streamlined pylons 3 and the air intake 4 create a system of compression waves 8 and shock waves 9 of the seal. Interacting with the system of compression waves 8 and shock waves 9 of the seal generated by the bow 1, streamlined pylons 3 and air intake 4, the fuel jet 7 is deformed and intensively mixed with air in the air intake channel 4. Effective mixing ensures the flow of a practically homogeneous mixture of the fuel jet 7 with air into the combustion chamber 5, where the mixture burns in the combustion front 11.
Воспламенение смеси и стабилизация горения в камере сгорания 5 может осуществляться различными способами. При наименьших скоростях полета (М<6) и, соответственно, наименьших полных температурах топливовоздушной смеси воспламенение и стабилизацию горения осуществляют с помощью воспламенителей 10. При больших скоростях полета (М>6) и больших полных температурах может реализовываться самовоспламенение смеси при достижении соответствующих значений температур, например Т>1000К, и давлений, например Р>0,1 ата, в топливовоздушной струе. Продукты сгорания истекают из сопла 6, создавая тягу летательному аппарату.Ignition of the mixture and stabilization of combustion in the combustion chamber 5 can be carried out in various ways. At the lowest flight speeds (M <6) and, accordingly, the lowest total temperatures of the air-fuel mixture, ignition and stabilization of combustion is carried out using igniters 10. At high flight speeds (M> 6) and high full temperatures, the mixture can self-ignite when the corresponding temperature values are reached , for example T> 1000K, and pressures, for example P> 0.1 ata, in the air-fuel jet. The combustion products flow out of the nozzle 6, creating thrust to the aircraft.
Управляя подачей топлива из топливной форсунки 2, например изменяя температуру и давление топлива, можно осуществлять запуск воздухозаборника 4 и выход на рабочий режим. За счет волн 8 сжатия и скачков 9 уплотнения, генерируемых струей 7 топлива, также можно регулировать воздухозаборник 4 без перемещения конструктивных его элементов, оптимально подстраивая рабочий процесс двигателя. Причем система управления параметрами топлива организована на базе бортовой ЭВМ летательного аппарата.By controlling the fuel supply from the fuel nozzle 2, for example, by changing the temperature and pressure of the fuel, it is possible to start the air intake 4 and exit to operating mode. Due to waves of compression 8 and shock waves 9 of the seal generated by the jet of fuel 7, it is also possible to adjust the air intake 4 without moving its structural elements, optimally adjusting the working process of the engine. Moreover, the fuel parameter management system is organized on the basis of the onboard computer of the aircraft.
Исследования показали, что использование данного способа организации горения при интенсификации смешения компонентов топлива в камере сгорания экспериментальной модели гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ГПВРД) позволило интенсивно сжигать топливо при числах Маха, равных М=4-15, набегающего на модель высокоэнтальпийного воздуха.Studies have shown that the use of this method of organizing combustion when intensifying the mixing of fuel components in the combustion chamber of an experimental model of a hypersonic ramjet engine (SCJP) allowed to intensively burn fuel with a Mach number equal to M = 4-15, incident on the high-enthalpy air model.
Таким образом, предлагаемое техническое решение позволяет существенно улучшить распыливание топлива и смешение его с воздухом, обеспечивая тем самым высокую полноту сгорания. Кроме того, использование заявляемого технического решения обеспечивает:Thus, the proposed technical solution can significantly improve the atomization of fuel and its mixing with air, thereby ensuring a high completeness of combustion. In addition, the use of the proposed technical solution provides:
- уменьшение длины камеры сгорания за счет уменьшения длины зоны смешения топлива с воздухом;- reducing the length of the combustion chamber by reducing the length of the zone of mixing of fuel with air;
- запуск и регулирование воздухозаборника за счет управления параметрами подаваемой струи, что позволяет, соответственно, отказаться от системы его механического регулирования;- start and regulation of the air intake by controlling the parameters of the supplied jet, which allows, accordingly, to abandon the system of its mechanical regulation;
- уменьшение вероятности срыва пограничного слоя и повышение устойчивости сверхзвукового воздухозаборника при дросселировании канала;- reducing the probability of disruption of the boundary layer and increasing the stability of the supersonic air intake during channel throttling;
- организацию тепловой завесы для защиты поверхности гиперзвукового воздухозаборника от интенсивных тепловых потоков при больших числах Маха (М>5).- organization of a thermal curtain to protect the surface of the hypersonic air intake from intense heat fluxes at high Mach numbers (M> 5).
Также преимуществом заявляемого гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ГПВРД) является сброс пограничного слоя, наросшего на носовой части 1 двигателя в его тракт, что, как известно, уменьшает сопротивление движению летательного аппарата, особенно при больших числах Маха полета летательного аппарата.Also an advantage of the inventive hypersonic ramjet engine (scramjet) is the discharge of the boundary layer, which has grown on the bow of the engine 1 in its tract, which, as you know, reduces the resistance to movement of the aircraft, especially with large flight Mach numbers of the aircraft.
Claims (4)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2003130695/06A RU2262000C2 (en) | 2003-10-20 | 2003-10-20 | Hypersonic ramjet engine and method of organization of combustion |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2003130695/06A RU2262000C2 (en) | 2003-10-20 | 2003-10-20 | Hypersonic ramjet engine and method of organization of combustion |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2003130695A RU2003130695A (en) | 2005-04-10 |
| RU2262000C2 true RU2262000C2 (en) | 2005-10-10 |
Family
ID=35611441
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2003130695/06A RU2262000C2 (en) | 2003-10-20 | 2003-10-20 | Hypersonic ramjet engine and method of organization of combustion |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2262000C2 (en) |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2481484C2 (en) * | 2011-03-29 | 2013-05-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Hypersonic ramjet engine |
| RU2488040C1 (en) * | 2011-12-29 | 2013-07-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Device for local supply of energy to air flow streamlining around object (versions) |
| RU2495327C2 (en) * | 2011-12-29 | 2013-10-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Method of local energy supply to air flow that flows around object |
| RU2511921C1 (en) * | 2012-12-07 | 2014-04-10 | Леонид Васильевич Носачев | Hypersonic propulsive jet engine, and combustion arrangement method |
| RU2516735C1 (en) * | 2012-12-07 | 2014-05-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Hypersonic ramjet engine and concept of combustion |
| RU2520784C1 (en) * | 2012-12-07 | 2014-06-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Setting of detonation combustion in combustion chamber of hypersonic ramjet |
| RU2542652C1 (en) * | 2013-09-18 | 2015-02-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Hypersonic ramjet engine |
-
2003
- 2003-10-20 RU RU2003130695/06A patent/RU2262000C2/en active
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2481484C2 (en) * | 2011-03-29 | 2013-05-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Hypersonic ramjet engine |
| RU2488040C1 (en) * | 2011-12-29 | 2013-07-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Device for local supply of energy to air flow streamlining around object (versions) |
| RU2495327C2 (en) * | 2011-12-29 | 2013-10-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Method of local energy supply to air flow that flows around object |
| RU2511921C1 (en) * | 2012-12-07 | 2014-04-10 | Леонид Васильевич Носачев | Hypersonic propulsive jet engine, and combustion arrangement method |
| RU2516735C1 (en) * | 2012-12-07 | 2014-05-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Hypersonic ramjet engine and concept of combustion |
| RU2520784C1 (en) * | 2012-12-07 | 2014-06-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Setting of detonation combustion in combustion chamber of hypersonic ramjet |
| RU2542652C1 (en) * | 2013-09-18 | 2015-02-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Hypersonic ramjet engine |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2003130695A (en) | 2005-04-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US9816463B2 (en) | Ramjet including a detonation chamber and aircraft comprising such a ramjet | |
| US3143401A (en) | Supersonic fuel injector | |
| US5129227A (en) | Low speed engine for supersonic and hypersonic vehicles | |
| RU2413087C2 (en) | Combustion of core for hypersonic straight-flow air breathing engines | |
| US20030029160A1 (en) | Combined cycle pulse detonation turbine engine | |
| US5941064A (en) | Fuel injection device for ramjets for aircraft | |
| JPH0674772B2 (en) | Supersonic combustor ignition fuel injection device | |
| JP2004204846A (en) | Method and apparatus for generating gas turbine engine thrust | |
| US3535881A (en) | Combination rocket and ram jet engine | |
| US4930309A (en) | Gas compressor for jet engine | |
| US20080060361A1 (en) | Multi-height ramp injector scramjet combustor | |
| US11131461B2 (en) | Effervescent atomizing structure and method of operation for rotating detonation propulsion system | |
| RU2262000C2 (en) | Hypersonic ramjet engine and method of organization of combustion | |
| RU2347098C1 (en) | Method for operation of supersonic pulse athodyd and supersonic pulse athodyd | |
| US11060483B2 (en) | Hybrid rocket engine with improved solid fuel segment | |
| RU173530U1 (en) | Powerplant hypersonic aircraft | |
| RU2315193C1 (en) | Ramjet engine with lengthwise heat-mass distribution | |
| RU2615889C1 (en) | Rocket-ramjet engine with adjustable flow rate of solid fuel | |
| RU2529935C1 (en) | Hypersonic ramjet engine and concept of combustion | |
| RU2428576C1 (en) | Pylon-autoigniter of fuel | |
| JP2707821B2 (en) | Ram rocket | |
| RU2821678C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| US11041463B1 (en) | Turbine engine structure with oxidizer enhanced mode | |
| RU2806265C1 (en) | Starting system of a ramjet engine | |
| RU2082017C1 (en) | Method of setting-up combustion in hypersonic ramjet engine and hypersonic ramjet engine for realization of this methods (versions) |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20210804 |