RU2316668C1 - Method of and device to cut off and control thrust of solid-propellant ramjet engines - Google Patents
Method of and device to cut off and control thrust of solid-propellant ramjet engines Download PDFInfo
- Publication number
- RU2316668C1 RU2316668C1 RU2006115303/06A RU2006115303A RU2316668C1 RU 2316668 C1 RU2316668 C1 RU 2316668C1 RU 2006115303/06 A RU2006115303/06 A RU 2006115303/06A RU 2006115303 A RU2006115303 A RU 2006115303A RU 2316668 C1 RU2316668 C1 RU 2316668C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- flame stabilizer
- flame
- inert gas
- thrust
- stabilizer
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Testing Of Engines (AREA)
- Gas Burners (AREA)
Abstract
Description
Предлагаемое изобретение относится к машиностроению, а именно к способам и устройствам отсечки и регулирования тяги прямоточных воздушно-реактивных двигателей на твердом топливе (твердом горючем).The present invention relates to mechanical engineering, and in particular to methods and devices for cutting and regulating the thrust of ramjet engines using solid fuel (solid fuel).
В настоящее время на летательных аппаратах (ЛА) различного назначения находят применение прямоточные воздушно-реактивные двигатели на твердом несамогорящем топливе (ПВРДТ). Серьезными недостатками, ограничивающими применение ПВРДТ, являются трудности отсечки и регулирования тяги таких двигателей при сохранении расхода воздуха через двигатель, высокой полноты сгорания, равномерной скорости газификации по длине заряда твердого горючего и приемлемых габаритно-массовых характеристиках.At present, on aircrafts (aircraft) for various purposes, ramjet engines using solid non-self-burning fuel (PVRDT) are used. Serious drawbacks limiting the use of ramjet engines are the difficulty of cutting off and regulating the thrust of such engines while maintaining air flow through the engine, a high degree of combustion, a uniform gasification rate along the length of the solid fuel charge, and acceptable overall mass characteristics.
Известен способ регулирования и отсечки тяги ПВРДТ (см. патент США №3844118, 1973 г., МКИ F02K 7/10 - аналог), основанный на регулировании поступающего в канал заряда горючего первичного воздушного потока с помощью подвижного клапана на входе в канал. Клапан может приводится в движение гидравлическим или пневматическим приводом по сигналу от системы управления полетом ЛА. Однако в общем случае на входе в канал заряда горючего размещается стабилизатор пламени, за которым создается зона циркуляционного течения, необходимая для поддержания горения. При этом для каждого вида твердого горючего существует некоторое критическое значение параметра стабилизации fст=Ар/Ai, где Ар - начальная площадь канала заряда горючего, Ai - площадь отверстия стабилизатора пламени, ниже которого происходит срыв горения. Для существенного снижения критического параметра стабилизации fст и, следовательно, повышения коэффициента заполнения камеры сгорания твердым горючим (например, полистиролом), а также уменьшения потерь полного давления на стабилизаторе пламени в отверстии стабилизатора пламени коаксиально размещают специальную трубку (инжектор) (см., например, патент США №4031698, 1976 г). Через кольцевой проход между инжектором и отверстием стабилизатора пламени в зону циркуляционного течения поступает первичный воздушный поток для стабилизации горения, а остальной воздух поступает в канал через инжектор. Понятно, что при наличии инжектора в стабилизаторе пламени работа подвижного клапана в рассматриваемом способе сопряжена с значительными трудностями и практически невозможно осуществить полную отсечку тяги.A known method of regulating and cutting off the thrust of the ramjet engine (see US patent No. 3844118, 1973, MKI
Известен также способ отсечки тяги двигателя, основанный на подаче в камеру сгорания жидкого хладоагента (см. В.Е.Алемасов, А.Ф.Дрегалин, А.П.Тишин "Теория ракетных двигателей". - М.: Машиностроение, 1980, стр.462 - аналог). При подаче в камеру сгорания жидкого хладоагента, например воды, происходит ее распыливание и образующиеся капли, испаряясь, отбирают тепло от продуктов сгорания, в результате чего осуществляется резкое снижения давления в камере двигателя и полная отсечка тяги. Однако в этом способе практически невозможно повторное (после гашения) воспламенение поверхности горения топлива из-за наличия остатков жидкого хладоагента, т.е. потребовалась бы чрезмерно большая масса воспламенительного устройства. Кроме того, возникают значительные трудности при применении жидкого хладоагента в случае эксплуатации ЛА в рабочем диапазоне температур окружающей среды ±50°С.There is also a method of cutting off engine thrust based on the supply of a liquid refrigerant to the combustion chamber (see V.E. Alemasov, A.F. Dregalin, A.P. Tishin "Theory of rocket engines." - M.: Mechanical Engineering, 1980, p. .462 - analog). When a liquid refrigerant, such as water, is supplied to the combustion chamber, it is sprayed and droplets formed, evaporating, take away heat from the combustion products, resulting in a sharp decrease in pressure in the engine chamber and complete traction cutoff. However, in this method, it is practically impossible to re-ignite the combustion surface of the fuel due to the presence of residual liquid refrigerant, i.e. an excessively large mass of igniter device would be required. In addition, significant difficulties arise when using a liquid refrigerant in the case of aircraft operation in the operating range of ambient temperatures of ± 50 ° C.
Наиболее близким техническим решением, выбранным за прототип, является способ отсечки и регулирования тяги прямоточных воздушно-реактивных двигателей на твердом топливе, заключающийся в том, что в зону циркуляционного течения со стабилизированным пламенем, образующуюся за стабилизатором пламени, осуществляют подачу инертного газа (см. патент США №4137712, 1977 г, МКИ F02K 7/10). Устройство, в котором реализуется этот способ отсечки и регулирования тяги, содержит стабилизатор пламени, кольцевой коллектор с кольцевым каналом и трубопроводом для подачи инертного газа, воспламенительное устройство. При достижении требуемых баллистических характеристик ЛА (например, дальности полета) в зону циркуляционного течения со стабилизированным пламенем осуществляют подачу инертного газа. В результате смешения холодного инертного газа с высокотемпературными продуктами сгорания в зоне циркуляционного течения происходит быстрое охлаждение газовой смеси и при достижении температуры, ниже температуры самовоспламенения, реализуется срыв горения и отсечка тяги двигателя (тяга R=0). Однако соответствующая оценка с помощью уравнения теплового баланса показала, что при использовании в качестве инертного газа, например, холодного азота (Т*≈288К) для отсечки тяги требуется относительно большой его расход: примерно 5% от суммарного расхода воздуха через прямоточный двигатель, что требует большого запаса азота на борту ЛА и громоздкой, тяжелой емкости для его хранения.The closest technical solution chosen for the prototype is a method for cutting off and regulating the thrust of ramjet engines using solid fuel, which consists in supplying an inert gas to the circulation zone with a stabilized flame formed behind the flame stabilizer (see patent US No. 4137712, 1977, MKI F02K 7/10). A device that implements this method of cutting and regulating traction, contains a flame stabilizer, an annular collector with an annular channel and a pipe for supplying inert gas, an ignition device. Upon reaching the required ballistic characteristics of the aircraft (for example, flight range), an inert gas is supplied to the circulation zone with a stabilized flame. As a result of mixing cold inert gas with high-temperature combustion products in the circulation flow zone, the gas mixture is rapidly cooled and, when the temperature reaches below the self-ignition temperature, combustion stall occurs and the engine thrust is cut off (thrust R = 0). However, a corresponding estimate using the heat balance equation showed that when inert gas, for example, uses cold nitrogen (T * ≈ 288K), relatively high flow rate is required to cut off the draft: about 5% of the total air flow through the ram engine, which requires a large supply of nitrogen on board the aircraft and bulky, heavy capacity for its storage.
Решаемой задачей изобретения является снижение расхода инертного газа и уменьшение габаритно-массовых характеристик устройства для его подачи, необходимых для отсечки и регулирования тяги прямоточного воздушно-реактивного двигателя на твердом несамогорящем топливе (ПВРДТ).The object of the invention to be solved is to reduce the inert gas consumption and decrease the overall mass characteristics of the device for supplying it, which are necessary for cutting off and regulating the thrust of a ramjet engine using solid non-self-burning fuel (ramjet fuel).
Технический результат в заявляемом способе отсечки и регулирования тяги прямоточных воздушно-реактивных двигателей на твердом топливе и устройстве для его осуществления (варианты) достигается за счет того, что в способе, заключающемся в том, что в зону циркуляционного течения со стабилизированным пламенем, образующуюся за стабилизатором пламени, осуществляют подачу инертного газа, при этом инертный газ подают в виде кольцевой струи между поступающим через отверстие стабилизатора пламени воздушным потоком и стабилизированным пламенем. Причем подачу струи инертного газа осуществляют со скоростью, близкой к скорости воздушного потока, вытекающего из отверстия стабилизатора пламени.The technical result in the inventive method of cutting off and regulating the thrust of ramjet solid fuel engines and a device for its implementation (options) is achieved due to the fact that the method consists in the fact that in the circulation zone with a stabilized flame formed behind the stabilizer of the flame, the inert gas is supplied, while the inert gas is supplied in the form of an annular jet between the air flow coming through the hole of the flame stabilizer and the stabilized flame . Moreover, a jet of inert gas is supplied at a speed close to the speed of the air flow flowing from the hole of the flame stabilizer.
В способе отсечки и регулирования тяги прямоточных воздушно-реактивных двигателей на твердом топливе (вариант), заключающемся в том, что в зону циркуляционного течения со стабилизированным пламенем, образующуюся за стабилизатором пламени, осуществляют подачу инертного газа, при этом инертный газ подают в виде совокупности струй между поступающим через отверстие стабилизатора пламени воздушным потоком и стабилизированным пламенем. Причем подачу струи инертного газа осуществляют со скоростью, близкой к скорости воздушного потока, вытекающего из отверстия стабилизатора пламени.In the method of cutting off and regulating the thrust of ramjet engines using solid fuel (option), which consists in the fact that inert gas is supplied to the circulation zone with a stabilized flame formed behind the flame stabilizer, while the inert gas is supplied as a set of jets between the air flow coming through the hole of the flame stabilizer and the stabilized flame. Moreover, a jet of inert gas is supplied at a speed close to the speed of the air flow flowing from the hole of the flame stabilizer.
Устройство для отсечки и регулирования тяги прямоточных воздушно-реактивных двигателей на твердом топливе содержит стабилизатор пламени, кольцевой коллектор с кольцевым каналом и трубопроводом для подачи инертного газа, воспламенительное устройство, причем стабилизатор пламени выполнен полым и в его полости размещен коллектор, при этом устройство содержит, по меньшей мере, два воспламенительных устройства, стенки кольцевого канала примыкают к нижней стенке полости стабилизатора пламени, а воспламенительные устройства размещены в полости стабилизатора пламени, причем нижняя стенка стабилизатора пламени образует стенку кольцевого канала.A device for cutting off and regulating the thrust of ramjet engines using solid fuel contains a flame stabilizer, an annular manifold with an annular channel and a pipe for supplying inert gas, an igniter device, the flame stabilizer being hollow and a collector placed in its cavity, the device comprising, at least two ignition devices, the walls of the annular channel are adjacent to the lower wall of the cavity of the flame stabilizer, and the ignition devices are located in Lost flameholder, the flameholder bottom wall forms a wall of the annular channel.
Устройство для отсечки и регулирования тяги прямоточных воздушно-реактивных двигателей на твердом топливе (вариант), содержит стабилизатор пламени, кольцевой коллектор с кольцевым каналом и трубопроводом для подачи инертного газа, воспламенительное устройство, причем стабилизатор пламени выполнен полым и в его полости размещен коллектор, при этом устройство содержит, по меньшей мере, два воспламенительных устройства, стенки кольцевого канала примыкают к нижней стенке полости стабилизатора пламени, а воспламенительные устройства размещены в полости стабилизатора пламени, при этом выход кольцевого канала снабжен кольцевым элементом, имеющим отверстия, образующие совокупность струй.A device for cutting off and regulating the thrust of ramjet engines on solid fuel (option), contains a flame stabilizer, an annular manifold with an annular channel and a pipe for supplying inert gas, an igniter device, the flame stabilizer being hollow and a collector placed in its cavity, when this device contains at least two igniter devices, the walls of the annular channel are adjacent to the lower wall of the cavity of the flame stabilizer, and the ignition devices once escheny flameholder in the cavity, wherein the annular outlet channel provided with an annular member having a hole forming the plurality of jets.
На фиг.1 изображена схема течения за стабилизатором пламени во время работы ПВРДТ без подачи инертного газа.Figure 1 shows the flow diagram behind the flame stabilizer during ramjet operation without inert gas supply.
На фиг.2 - схема течения за стабилизатором пламени с подачей инертного газа по предлагаемому способу.Figure 2 - flow diagram for the flame stabilizer with the supply of inert gas according to the proposed method.
На фиг.3 - схема предлагаемого устройства для отсечки и регулирования тяги, стабилизатор пламени которого выполнен полым, и в его полости размещен коллектор, стенки кольцевого канала которого примыкают к нижней стенке полости стабилизатора пламени, а воспламенительные устройства размещены, например, в полости стабилизатора пламени.Figure 3 is a diagram of the proposed device for cutting off and regulating traction, the flame stabilizer of which is hollow, and a collector is placed in its cavity, the walls of the annular channel of which are adjacent to the lower wall of the flame stabilizer cavity, and ignition devices are placed, for example, in the flame stabilizer cavity .
На фиг.4 - схема предлагаемого устройства, в котором нижняя стенка стабилизатора пламени образует стенку кольцевого канала.Figure 4 is a diagram of the proposed device, in which the lower wall of the flame stabilizer forms a wall of the annular channel.
На фиг.5 - схема предлагаемого устройства, в котором выход кольцевого канала снабжен кольцевым элементом, имеющим отверстия, образующие совокупность струй.Figure 5 is a diagram of the proposed device, in which the output of the annular channel is equipped with an annular element having openings forming a plurality of jets.
На фиг.6 изображено сечение А-А кольцевого элемента на фиг.5.Figure 6 shows a section aa of the annular element in figure 5.
На фиг.7 - схема изменения скорости полета ЛА по времени в процессе регулирования тяги прямоточного двигателя.Figure 7 is a diagram of the change in the flight speed of an aircraft over time in the process of regulating the thrust of a ram engine.
Схема течения за стабилизатором пламени и работа ПВРДТ, приведенная на фиг.1, 2, имеет следующие особенности: в камере сгорания 1 размещают заряд 2 твердого горючего (например, полистирола, полиэтилена и др.), имеющего канал 3, на входе в который размещают стабилизатор пламени 4 с отверстием 5. Зона 6 циркуляционного течения, возникающая за стабилизатором пламени 4, заполнена высокотемпературными продуктами сгорания, обогащенными горючим. При срыве с кромок стабилизатора пламени 4 воздушного потока образуется струйный турбулентный пограничный слой, в который с одной стороны поступает воздух, а с другой - обогащенные горючим высокотемпературные продукты сгорания из зоны циркуляционного течения. Благодаря процессам тепло-массопереноса, на некотором расстоянии от кромок стабилизатора пламени вниз по течению возникает диффузионный кольцевой факел - стабилизированное пламя 7 с разделительной линией тока 8. После присоединения струйного турбулентного пограничного слоя со стабилизированным пламенем к поверхности канала 3 заряда 2 в локальной области 9, часть высокотемпературных продуктов сгорания из стабилизированного пламени 7, которая находится между разделительной линией тока 8 и поверхностью канала 3, поступает в зону 6 циркуляционного течения и, обтекая поверхность канала 3 заряда 2 твердого горючего в пределах длины зоны 6 циркуляционного течения Lц.з., осуществляет газификацию горючего. Образующаяся смесь паров горючего и продуктов сгорания притекает к струйному турбулентному пограничному слою. Другая часть струйного турбулентного пограничного слоя и стабилизированного пламени 7 между разделительной линией тока 8 и осью канала 3 способствует возникновению вниз по потоку повторного образующегося турбулентного пограничного слоя 10 с диффузионным пламенем 11. Пары горючего с поверхности канала заряда 2 твердого горючего и воздух из основной области течения с противоположных сторон поступают в турбулентный пограничный слой 10 в зону диффузионного пламени 11.The flow diagram behind the flame stabilizer and the ramjet operation shown in Figs. 1 and 2 have the following features: a charge of 2 solid fuels (for example, polystyrene, polyethylene, etc.), having a channel 3, at the inlet of which is placed, is placed in the
Заявляемый способ отсечки и регулирования тяги прямоточных воздушно-реактивных двигателей на твердом топливе заключается в том, что в зону 6 циркуляционного течения со стабилизированным пламенем 7, образующуюся за стабилизатором пламени 4, осуществляют подачу инертного газа в виде кольцевой струи 12 между поступающим через отверстие 5 стабилизатора пламени воздушным потоком 13 и стабилизированным пламенем 7. Также в зону 6 циркуляционного течения инертный газ подают в виде совокупности струй 12 (вариант) между поступающим через отверстие 5 стабилизатора пламени 4 воздушным потоком 13 и стабилизированным пламенем 7. Подачу струи 12 или совокупности струй 12 инертного газа осуществляют со скоростью, близкой к скорости воздушного потока 13, вытекающего из отверстия 5 стабилизатора пламени 4.The inventive method of cutting off and regulating the thrust of ramjet engines on solid fuel is that in the
Заявляемое устройство для отсечки и регулирования тяги прямоточных воздушно-реактивных двигателей на твердом топливе (варианты) содержит стабилизатор пламени 4 (фиг.3, 4), кольцевой коллектор 14 с кольцевым каналом 15 и трубопроводом 16 для подачи инертного газа и, по меньшей мере, два воспламенительных устройства 17. Стабилизатор пламени 4 выполнен полым и в его полости размещен коллектор 14, причем стенки кольцевого канала 15 примыкают к нижней стенке 18 полости стабилизатора пламени 4, а воспламенительные устройства 17 размещены, например, в полости стабилизатора пламени 4.The inventive device for cutting and regulating the thrust of ramjet engines on solid fuel (options) contains a flame stabilizer 4 (Figs. 3, 4), an
Нижняя стенка 18 полости стабилизатора пламени 4 образует стенку кольцевого канала 15 (фиг.5).The
Выход кольцевого канала 15 снабжен кольцевым элементом 19, имеющим отверстия 20 (фиг.6), образующие совокупность струй 12, обеспечивающих барьерный, заградительный эффект между воздушным потоком и стабилизированным пламенем.The output of the
Устройство для отсечки и регулирования тяги ПВРДТ (варианты) работает следующим образом.A device for cutting and regulating thrust ramjet (options) works as follows.
После разгона ЛА до требуемой скорости (требуемого числа М полета) освобождается от заглушек воздухозаборное устройство и в камеру сгорания 1 через отверстие 5 стабилизатора пламени 4 начинает поступать воздушный поток 13 и за стабилизатором пламени возникает зона 6 циркуляционного течения (фиг.1, 2, 3, 4, 5). Срабатывает одно из воспламенительных устройств (пиропатронов) 17, после чего в канале 3 заряда 2 твердого горючего начинается процесс горения. В стабилизированное пламя 7, возникшее в струйном турбулентном пограничном слое, с одной стороны поступает воздух (со стороны оси камеры), а с другой - обогащенные горючим высокотемпературные продукты сгорания из зоны циркуляционного течения. При достижении требуемых баллистических характеристик ЛА (например, дальности полета) в зону 6 циркуляционного течения со стабилизированным пламенем 7, образующуюся за стабилизатором пламени, осуществляют подачу инертного газа (например, азота) в виде кольцевой струи 12 или совокупности струй 12 между поступающим через отверстие 5 стабилизатора пламени 4 воздушным потоком 13 и стабилизированным пламенем 7. Подача инертного газа происходит по трубопроводу 16 в кольцевой коллектор 14, размещений в полости стабилизатора пламени 4, и далее через кольцевой канал 15, стенки которого примыкают к нижней стенке 18 полости стабилизатора пламени. Нижняя стенка 18 может быть стенкой кольцевого канала 15. Кольцевая струя 12 инертного газа отсекает поступление воздуха к стабилизированному пламени 7, происходит его срыв, прекращение горения в канале 3 заряда 2 и быстрая отсечка (обнуление) тяги.After accelerating the aircraft to the required speed (the required number M of flight), the air intake device is released from the plugs and
При некоторых условиях полета (например, зимой) малоразмерных ЛА (диаметр миделя менее 200 мм) после окончания разгонного участка а (фиг.7), на маршевом участке полета b из-за значительного превышения коэффициента тяги над коэффициентом аэродинамического сопротивления CR>Cx происходит интенсивное увеличение скорости полета и достижение предельной для данного ЛА максимальной скорости Vmax (например, в т.А). В этом случае в соответствии с заявляемым способом и устройством в т.А осуществляют подачу инертного газа в виде кольцевой струи или совокупности струй 12 между поступающим через отверстие 5 стабилизатора пламени 4 воздушным потоком 13 и стабилизированным пламенем 7, в результате чего происходит отсечка (обнуление) тяги. Далее происходит полет ЛА на пассивном участке С (тяга R=0) из т.А в т.В. После достижения в т.В некоторой номинальной скорости полета Vном (Vном<Vmax) по команде срабатывает воспламенительное устройство 17, размещенное, например, в полости стабилизатора пламени 4, после чего в канале 3 заряда 2 твердого горючего вновь начинается процесс горения (тяга R>0) и далее происходит полет ЛА на активном участке b' из т.В в т.А' и т.д.Under certain flight conditions (for example, in winter) of small-sized aircraft (midship diameter less than 200 mm) after the end of the acceleration section a (Fig. 7), intense flight coefficient CR over the drag coefficient CR> Cx increasing flight speed and reaching the maximum speed Vmax for a given aircraft (for example, in T.A). In this case, in accordance with the claimed method and device in T.A, an inert gas is supplied in the form of an annular jet or a plurality of jets 12 between the
Достигнутым техническим результатом является то, что заявляемые способ и устройство (варианты) позволяют осуществить отсечку и регулирование тяги ПВРДТ с существенно меньшими (в несколько раз) расходами инертного газа, чем в прототипе. Это происходит из-за различных механизмов взаимодействия струй инертного газа с зоной циркуляционного течения в прототипе и заявляемом способе. Если в прототипе осуществляется механизм захолаживания высокотемпературных продуктов сгорания в зоне циркуляционного течения, то в заявляемых способе и устройстве реализуется механизм отсечки поступления воздуха к стабилизированному пламени, т.е. между стабилизированным пламенем и диффундирующим к нему воздухом создается кольцевая барьерная струя инертного газа, что в итоге вызывает срыв стабилизированного пламени, а следовательно, и прекращение горения (погасание диффузионного пламени 11) в канале 3 заряда 2 твердого горючего. При малых размерах ЛА и, соотвественно, ПВРДТ потребный расход инертного газа получается небольшим и ширина кольцевой струи получается малой (несколько десятых мм), что сопряжено с возрастанием гидравлического сопротивления и потерь полного давления. В этом случае инертный газ подают в виде совокупности струй между поступающим через отверстие 5 стабилизатора пламени воздушным потоком и стабилизированным пламенем. При этом минимальный расход инертного газа получается в случае, когда скорость истечения струи инертного газа близка к скорости спутного воздушного потока, вытекающего из отверстия стабилизатора пламени. В этом случае ухудшаются условия смешения между струей 12 инертного газа и спутным воздушным потоком 13, благодаря чему возрастает ее заградительный эффект. В результате расчетных оценок одного из вариантов ПВРДТ получено, что для отсечки тяги потребный расход инертного газа (азота) в соответствии с прототипом составил Gаз≈0,8 кг/с, а в заявляемом способе - Gаз≈0,15 кг/с, т.е. уменьшился более чем в 5 раз.Achieved technical result is that the claimed method and device (options) allow the shut-off and regulation of thrust ramjet with significantly lower (several times) inert gas consumption than in the prototype. This is due to various mechanisms of interaction of jets of inert gas with the zone of the circulation flow in the prototype and the claimed method. If the prototype implements a cooling mechanism for high-temperature combustion products in the circulation flow zone, then the inventive method and device implements a mechanism for cutting off the flow of air to a stabilized flame, i.e. An annular inert gas barrier jet is created between the stabilized flame and the air diffusing to it, which ultimately causes the stabilization of the stabilized flame and, therefore, the cessation of combustion (extinction of the diffusion flame 11) in the channel 3 of the
Таким образом, предлагаемые способ и устройство отсечки и регулирования тяги ПВРДТ на твердом топливе (варианты) являются более экономичными, при этом устройство для отсечки и регулирования тяги получается более компактным, существенно снижаются также габаритно-массовые характеристики всей системы подачи инертного газа: баллона для хранения инертного газа, запорно-регулирующей арматуры и т.д.Thus, the proposed method and device for shutting off and regulating thrust of the ramjet engine on solid fuel (options) are more economical, while the device for cutting and regulating thrust is more compact, the overall mass characteristics of the entire inert gas supply system are also significantly reduced: storage cylinder inert gas, shut-off and control valves, etc.
Claims (6)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2006115303/06A RU2316668C1 (en) | 2006-05-05 | 2006-05-05 | Method of and device to cut off and control thrust of solid-propellant ramjet engines |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2006115303/06A RU2316668C1 (en) | 2006-05-05 | 2006-05-05 | Method of and device to cut off and control thrust of solid-propellant ramjet engines |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2006115303A RU2006115303A (en) | 2007-11-10 |
| RU2316668C1 true RU2316668C1 (en) | 2008-02-10 |
Family
ID=38958038
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2006115303/06A RU2316668C1 (en) | 2006-05-05 | 2006-05-05 | Method of and device to cut off and control thrust of solid-propellant ramjet engines |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2316668C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2445480C2 (en) * | 2008-04-08 | 2012-03-20 | ЕВРОКОПТЕР ДОЙЧЛАНД ГмбХ | Combustion air supply device for aircraft engine |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN112610983B (en) * | 2020-12-07 | 2022-03-25 | 河北汉光重工有限责任公司 | Ignition and combustion stabilizing device of water-jet engine |
-
2006
- 2006-05-05 RU RU2006115303/06A patent/RU2316668C1/en not_active IP Right Cessation
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2445480C2 (en) * | 2008-04-08 | 2012-03-20 | ЕВРОКОПТЕР ДОЙЧЛАНД ГмбХ | Combustion air supply device for aircraft engine |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2006115303A (en) | 2007-11-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US9816463B2 (en) | Ramjet including a detonation chamber and aircraft comprising such a ramjet | |
| US6895756B2 (en) | Compact swirl augmented afterburners for gas turbine engines | |
| US7168236B2 (en) | Compact lightweight ramjet engines incorporating swirl augmented combustion with improved performance | |
| JP4673926B2 (en) | Central body pilot pod | |
| US6907724B2 (en) | Combined cycle engines incorporating swirl augmented combustion for reduced volume and weight and improved performance | |
| CN102121870B (en) | Ultrasonic ground experimental wind tunnel used for knocking combustion research | |
| RU2157908C2 (en) | Fuel injection rack for ramjet engine working in wide range of mach numbers | |
| EP1918561B1 (en) | Combustion nozzle fluidic injection assembly | |
| US20150167544A1 (en) | Tuned cavity rotating detonation combustion system | |
| JPH0674772B2 (en) | Supersonic combustor ignition fuel injection device | |
| CN109539310B (en) | Integrated afterburner adopting adjustable preheating rectifying support plate | |
| CA2784422A1 (en) | Pulse detonation combustor with plenum | |
| RU2316668C1 (en) | Method of and device to cut off and control thrust of solid-propellant ramjet engines | |
| US20070144141A1 (en) | Pulsed combustion fluidic nozzle | |
| EP3098515B1 (en) | Jet engine, flying body, and method for operating a jet engine | |
| US7958719B2 (en) | Noncircular transient fluid fuel injector control channels in propellant injector combustion systems | |
| JP5593313B2 (en) | Jet with multiple rocket engines | |
| US2844938A (en) | Fuel pressuring system for supersonic ram-jet | |
| GB2468515A (en) | Controllable thrust continuous detonation engine | |
| Segal et al. | Flameholding configurations for kerosene combustion in a Mach 1.8 airflow | |
| RU2827400C1 (en) | Device for formation of fuel-air mixture in combustion chamber of ramjet engine | |
| JPH0861150A (en) | Injection device for hybrid rocket | |
| RU2793927C1 (en) | Lre chamber operating on three components of fuel oxygen, hydrogen and hydrocarbon in a closed circuit with afterburning of oxidizing generator gas | |
| Takegoshi et al. | Firing-tests of a rocket combustor for combined cycle engine at various conditions | |
| US8763361B2 (en) | Propulsion system with movable thermal choke |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20180506 |