RU2412368C1 - Method to control vector of jet engine thrust and supersonic nozzle - Google Patents
Method to control vector of jet engine thrust and supersonic nozzle Download PDFInfo
- Publication number
- RU2412368C1 RU2412368C1 RU2009130346/06A RU2009130346A RU2412368C1 RU 2412368 C1 RU2412368 C1 RU 2412368C1 RU 2009130346/06 A RU2009130346/06 A RU 2009130346/06A RU 2009130346 A RU2009130346 A RU 2009130346A RU 2412368 C1 RU2412368 C1 RU 2412368C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- nozzle
- gas
- blowing
- supersonic
- suction
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Jet Pumps And Other Pumps (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к авиационно-ракетной технике, в частности к устройствам для управления вектором тяги (УВТ) двигателя летательного аппарата (ЛА).The invention relates to aircraft-rocket technology, in particular to devices for controlling the thrust vector (UHT) of an aircraft engine (LA).
Известны способы и устройства УВТ, связанные с поворотом двигателя, сопла или его части (Володин В.В., Лисейцев Н.К., Максимович В.З. Особенности проектирования реактивных самолетов вертикального взлета и посадки. М.: Машиностроение, 1985).Known methods and devices for air-blasting associated with the rotation of the engine, nozzle or part thereof (Volodin V.V., Liseytsev N.K., Maksimovich V.Z. Design features of jet aircraft of vertical take-off and landing. M .: Mechanical Engineering, 1985).
Недостатками этих устройств является то, что управляющие (боковые) силы создаются за счет соответствующего уменьшения силы тяги вдоль направления полета ЛА, необходимы сложные механизмы поворота и большие энергетические затраты для его осуществления. При поворотах двигателя или сопла на взлетно-посадочных режимах ЛА выходное сечение сопла приближается к поверхности земли, что может ухудшить тяговые характеристики двигателя и аэродинамические характеристики ЛА, а также вызвать эрозию взлетно-посадочной полосы.The disadvantages of these devices is that the control (lateral) forces are created due to a corresponding decrease in traction along the flight direction of the aircraft, complex rotation mechanisms and high energy costs are required for its implementation. When the engine or nozzle turns during take-off and landing operation of the aircraft, the output section of the nozzle approaches the surface of the earth, which may impair the traction characteristics of the engine and aerodynamic characteristics of the aircraft, as well as cause erosion of the runway.
Известен способ управления вектором тяги двигателя путем вдува газа или впрыска жидкости в сверхзвуковую часть сопла (Основы прикладной аэрогазодинамики. Книга 2, под ред. Краснова Н.Ф., М.: Высшая школа, 1991 г., с.с.232-239). При инжекции струи в поперечный сверхзвуковой поток взаимодействие двух течений создает на поверхности стенки сопла перед отверстием вдува область повышенного давления. Управляющая сила, вызванная этим повышением давления, направлена в ту же сторону, что и сила реакции вдуваемой струи, и в некоторых случаях оказывается больше этой силы. Величины управляющих сил достигают 5-6% от тяги основного сопла при примерно таком же соотношении массовых расходов инжектируемого и основного потоков (Энциклопедия "Космонавтика", М.: Советская энциклопедия, 1985, с.53).A known method of controlling the thrust vector of an engine by injecting gas or injecting liquid into the supersonic part of the nozzle (Fundamentals of Applied Aerodynamics.
Недостатком этого способа и устройств на его основе являются небольшие величины управляющих усилий, связанные с ограничением по интенсивности вдува в сверхзвуковую часть осесимметричного сопла, так как возможно "запирание" сечения сопла и соответствующее уменьшение тяги двигателя из-за разрушения сверхзвукового течения в сопле.The disadvantage of this method and devices based on it is the small amount of control effort associated with the restriction on the intensity of injection into the supersonic part of the axisymmetric nozzle, since it is possible to "lock" the nozzle section and a corresponding decrease in engine thrust due to the destruction of the supersonic flow in the nozzle.
Известен способ УВТ путем вдува газа в сверхзвуковую часть сопла (Патент RU №2046202, 1995 г., МПК F02K 9/82), где дополнительно к вдуву предложен способ увеличения управляющей силы за счет увеличения давления в зоне разрежения, которая образуется за отверстием вдува.There is a known method of UHT by blowing gas into the supersonic part of the nozzle (Patent RU No. 2046202, 1995, IPC
Недостатком этого изобретения являются небольшие величины управляющих сил из-за отмеченного выше ограничения по интенсивности вдува газа, а также необходимость отбора газа из газодинамического тракта двигателя.The disadvantage of this invention is the small magnitude of the control forces due to the aforementioned restrictions on the intensity of gas injection, as well as the need to select gas from the gas-dynamic path of the engine.
Существенно большие управляющие силы получены в силовой установке ЛА вертикального или укороченного взлета и посадки (Патент RU 2126904, 1997 г., МПК F02K 1/00), где вдув газа осуществляется в соплах с косым или ступенчатым срезом выходного сечения. Размещая отверстия для инжекции газа на достаточном удалении от симметричной части сопла, можно добиться того, что течение здесь будет независимо от течения на несимметричном участке и, соответственно, не будет ограничений, связанных с интенсивностью вдува газа или жидкости.Significantly greater control forces were obtained in the power plant of an aircraft of vertical or short take-off and landing (Patent RU 2126904, 1997, IPC
Недостатком этого устройства является то, что на создание управляющих сил используется только часть кинетической энергии струи, истекающей из симметричной в несимметричную части сверхзвукового сопла, и управление положением ЛА возможно только по одному направлению.The disadvantage of this device is that only part of the kinetic energy of the jet flowing from the symmetric to the asymmetric part of the supersonic nozzle is used to create control forces, and the position of the aircraft can be controlled in only one direction.
Наиболее близким аналогом предложенной группы изобретений является техническое решение, раскрывающее способ управления вектором тяги реактивного двигателя с помощью создания управляющих сил в сверхзвуковом сопле, состоящий в повышении давления на боковой поверхности сопла путем поперечного вдува газа в его сверхзвуковую часть и понижении давления на противолежащей поверхности для увеличения управляющей силы, причем понижение давления осуществляют путем отсоса газа, а отсасываемый газ используют для поперечного вдува (Патент US 6298658 B1, МПК F02K 1/00, 2001).The closest analogue of the proposed group of inventions is a technical solution that discloses a method for controlling the thrust vector of a jet engine by creating control forces in a supersonic nozzle, which consists in increasing the pressure on the side surface of the nozzle by transversely injecting gas into its supersonic part and lowering the pressure on the opposite surface to increase control force, and the pressure is reduced by suction of gas, and the suction gas is used for transverse injection (Patent US 6298658 B1, IPC
Указанное техническое решение раскрывает также сверхзвуковое сопло реактивного двигателя с управляемым вектором тяги с отверстиями для вдува газа и отверстиями для отсоса газа на внутренней поверхности, содержащее устройство для вдува и отсоса газа, соединенное трубками с соответствующими отверстиями и снабженное регулирующими клапанами (Патент US 6298658 B1, МПК F02K 1/00, 2001).The technical solution also discloses a supersonic jet engine nozzle with a thrust vector with gas injection holes and gas exhaust holes on the inner surface, containing a device for gas injection and gas suction, connected by pipes with corresponding holes and equipped with control valves (US Pat. No. 6,298,658 B1, IPC
Недостатком этого способа УВТ и устройства являются небольшие величины управляющих сил из-за отмеченного выше ограничения по интенсивности вдува газа, так как вдув и отсос газа осуществляются в симметричном сверхзвуковом сопле. Кроме того, поперечный вдув газа в основной поток происходит не навстречу основному потоку сопла и из отверстий неоптимальной формы.The disadvantage of this method of UHF and device are small values of the control forces due to the above-mentioned restrictions on the intensity of gas injection, since gas injection and suction are carried out in a symmetric supersonic nozzle. In addition, the transverse injection of gas into the main stream does not occur towards the main stream of the nozzle and from the openings of non-optimal shape.
Задачей изобретения является расширение арсенала технических средств для управления вектором тяги реактивного двигателя.The objective of the invention is to expand the arsenal of technical means for controlling the thrust vector of a jet engine.
Техническим результатом изобретения является увеличение управляющих сил в сверхзвуковом сопле реактивного двигателя.The technical result of the invention is to increase the control forces in a supersonic nozzle of a jet engine.
Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что в способе управления вектором тяги реактивного двигателя с помощью создания управляющих сил в сверхзвуковом сопле, состоящем в повышении давления на боковой поверхности сопла путем поперечного вдува газа в его сверхзвуковую часть и понижении давления на противолежащей поверхности для увеличения управляющей силы, причем понижение давления осуществляют путем отсоса газа, а отсасываемый газ используют для поперечного вдува, используют симметрично расположенные насадки с косым или ступенчатым срезом выходного сечения, являющиеся продолжением основной части сверхзвукового сопла, вдув осуществляют на поверхности насадка, а понижение давления - на поверхности противолежащего насадка и основной части сопла, причем для изменения направления действия управляющей силы вдув и отсос осуществляют попеременно с поверхности любого насадка.The solution of the problem and the technical result are achieved by the fact that in the method of controlling the thrust vector of a jet engine by creating control forces in a supersonic nozzle, which consists in increasing the pressure on the side surface of the nozzle by transversely blowing gas into its supersonic part and lowering the pressure on the opposite surface to increase control force, and the pressure is reduced by suction of gas, and the suction gas is used for transverse injection, use symmetrically located n nozzles with an oblique or step cut of the output section, which are a continuation of the main part of the supersonic nozzle, are blown on the surface of the nozzle, and pressure is reduced on the surface of the opposite nozzle and the main part of the nozzle, and to change the direction of the control force, the blowing and suction are carried out alternately from the surface of any nozzle.
Решение поставленной задачи и технический результат достигаются также тем, что сверхзвуковое сопло реактивного двигателя с управляемым вектором тяги с отверстиями для вдува газа и отверстиями для отсоса газа на внутренней поверхности, содержащее устройство для вдува и отсоса газа, соединенное трубками с соответствующими отверстиями и снабженное регулирующими клапанами, содержит насадки с косым или ступенчатым срезом выходного сечения, симметрично расположенные относительно оси сопла, с круглыми отверстиями для отсоса газа и расположенными рядами на краю насадков прямоугольными отверстиями для вдува газа, причем большая сторона прямоугольных отверстий перпендикулярна оси сопла, а круглые отверстия для отсоса газа дополнительно расположены на основной части сопла.The solution of the problem and the technical result are also achieved by the fact that the supersonic nozzle of the jet engine with a controlled thrust vector with holes for injecting gas and holes for suctioning gas on the inner surface, containing a device for blowing and suctioning gas, connected by tubes with corresponding holes and equipped with control valves contains nozzles with an oblique or step cut of the output section, symmetrically located relative to the axis of the nozzle, with round holes for suctioning gas and positioning the rows of holes on the edge of the nozzles with rectangular openings for injecting gas, the larger side of the rectangular openings being perpendicular to the axis of the nozzle, and the round openings for suctioning gas are additionally located on the main part of the nozzle.
Решение поставленной задачи и технический результат достигаются также тем, что в сверхзвуковом сопле реактивного двигателя с управляемым вектором тяги устройство для вдува и отсоса газа выполнено в едином блоке.The solution of the problem and the technical result are also achieved by the fact that in a supersonic nozzle of a jet engine with a controlled thrust vector, the device for injection and suction of gas is made in a single unit.
Реализация предложенных способа и устройства поясняется чертежами, на которых, в частности, представлены:The implementation of the proposed method and device is illustrated by drawings, in which, in particular, are presented:
фиг.1 - основная часть сверхзвукового сопла с насадками для двигателя с УВТ;figure 1 - the main part of the supersonic nozzle with nozzles for the engine with UVT;
фиг.2 - формы насадков, на которых производятся вдув или отсос газа;figure 2 - shape nozzles, which are blown or suction gas;
фиг.3 - расположение и формы отверстий для отсоса и вдува газа;figure 3 - the location and shape of the holes for suction and injection of gas;
фиг.4 - схема вдува струи в сверхзвуковой поток.4 is a diagram of the injection of a jet into a supersonic flow.
Отметим, что на ЛА может располагаться один или несколько предложенных двигателей с УВТ, которые могут действовать комбинированно или независимо друг от друга. Работу устройства рассмотрим на примере единичного двигателя.Note that on the aircraft can be located one or more of the proposed engines with UVT, which can act in combination or independently of each other. We consider the operation of the device using the example of a single engine.
Осуществление предложенного способа создания управляющих сил проиллюстрируем на примере работы двигателя со сверхзвуковым соплом с насадками, имеющими ступенчатые срезы выходного сечения (фиг.1). Сопло содержит основную часть 1 для ускорения сверхзвукового потока, насадки 2 и 3 для вдува и отсоса газа. Насадки могут быть выполнены со ступенчатым срезом (фиг.2а), с косым срезом (фиг.2б) или с комбинацией косого и ступенчатого срезов (фиг.2в и фиг.2г).The implementation of the proposed method for creating control forces is illustrated by the example of the engine with a supersonic nozzle with nozzles having step sections of the output section (Fig. 1). The nozzle contains the
Ступенчатый срез (фиг.2а) характеризуется длиной L и высотой H ступеньки. Косой срез (фиг.2б) характеризуется углом Ψ, который может изменяться в диапазоне 0<Ψ<90° (угол Ψ=90° - соответствует симметричному соплу).A stepped cut (Fig. 2a) is characterized by the length L and the height H of the step. An oblique slice (Fig.2b) is characterized by an angle Ψ, which can vary in the range 0 <Ψ <90 ° (angle Ψ = 90 ° - corresponds to a symmetrical nozzle).
Длина ступенчатого среза L и его высота Н и угол косого среза Ψ выбираются из условия, чтобы при максимально интенсивном вдуве газа сверхзвуковое течение в основной части сопла не разрушалось.The length of the stepped cutoff L and its height H and the oblique cutoff angle Ψ are selected so that the supersonic flow in the main part of the nozzle is not destroyed at the most intense injection of gas.
На внутренней поверхности насадков 2 и 3 расположены отверстия 4 и 5 соответственно для вдува и отсоса газа. Отверстия 4 и 5 соединены трубками 6 через клапаны 7 с устройством 8 для отсоса и вдува газа. В качестве устройства 8 может быть использован насос, компрессор или эжектор. В последнем случае в качестве эжектирующей струи можно использовать газ из камеры сгорания или сжатый воздух из газодинамического тракта двигателя. Для обеспечения вдува газа статическое давление во вдуваемой струе должно превышать статическое давление в потоке из реактивного сопла в области, где осуществляется вдув.On the inner surface of the
Для изменения направления управляющей силы на противоположное с помощью клапанов 7 и устройства 8 для отсоса и вдува газа меняются функции насадков: на части 2 осуществляется отсос газа, а на части 3 - вдув.To change the direction of the control force to the opposite using the
При вдуве в сверхзвуковую часть сопла на управляющее усилие влияет ряд факторов: угол наклона оси вдуваемой струи, форма и расположение отверстия инжекции, интенсивность вдува и т.д.When injecting into the supersonic part of the nozzle, a number of factors influence the control force: the angle of inclination of the axis of the injected jet, the shape and location of the injection hole, the intensity of injection, etc.
Для целей вдува на насадках 2 и 3 имеются щелевые отверстия прямоугольной формы 4, большая сторона которого перпендикулярна оси сверхзвукового сопла (фиг.3), выдуваемые через такие щелевые сопла струи лучше тормозят сверхзвуковой поток, чем струи из круглых отверстий равной площади.For injection purposes,
Положение щелей вдоль оси сопла зависит от расчетного числа Маха на выходе основной части сопла и определяется условием, чтобы при максимальном вдуве газа не разрушалось течение в основной части сверхзвукового сопла. С другой стороны щели для вдува надо располагать на краю насадков, чтобы зона разрежения, которая образуется за отверстием вдува, оказалась вне поверхности насадка, где осуществляется вдув.The position of the slots along the axis of the nozzle depends on the calculated Mach number at the exit of the main part of the nozzle and is determined by the condition that the flow in the main part of the supersonic nozzle is not destroyed at maximum gas injection. On the other hand, the injection slots must be located on the edge of the nozzles so that the rarefaction zone that forms behind the injection hole is outside the surface of the nozzle where injection is carried out.
Щелевые отверстия вдува для лучшего торможения сверхзвукового потока при минимальном расходе вдуваемого газа располагаются в два и более рядов в шахматном порядке с перекрытием сверхзвукового потока (фиг 3).Slotted injection holes for better braking of the supersonic flow with a minimum flow rate of injected gas are arranged in two or more rows in a checkerboard pattern with overlapping supersonic flow (Fig 3).
На величину управляющей силы Ру существенно влияет угол α наклона оси отверстия вдува 9 относительно стенки сопла 10, равный (фиг.4)The magnitude of the control force P y is significantly affected by the angle α of the inclination of the axis of the
α=π/2+β+γ, α = π / 2 + β + γ,
где β - угол наклона стенки сопла по отношению к ее оси,where β is the angle of inclination of the nozzle wall with respect to its axis,
γ - острый угол между осью отверстия вдува и нормалью к оси основного сопла.γ is the acute angle between the axis of the injection hole and the normal to the axis of the main nozzle.
С ростом α увеличиваются площадь зоны отрыва и среднее давление в ней. Вместе с тем становится больше и угол γ, что уменьшает реактивную составляющую управляющей силы, вызванную истечением струи из отверстия вдува. Для получения наибольшего усилия принимают угол α≈3π/4 (Основы прикладной аэрогазодинамики. Книга 2, под ред. Краснова Н.Ф., М.: Высшая школа, 1991 г., с.232-233).With increasing α, the area of the separation zone and the average pressure in it increase. At the same time, the angle γ also becomes larger, which reduces the reactive component of the control force caused by the outflow of the jet from the injection hole. To get the most effort, take an angle α≈3π / 4 (Fundamentals of Applied Aerodynamics.
Как было сказано выше, при вдуве на несимметричной части сопла нет ограничений на интенсивность вдува.As mentioned above, with injection on the asymmetric part of the nozzle there are no restrictions on the intensity of injection.
Для целей отсоса газа форма щелей не столь важна, и для простоты их можно делать круглыми. Отверстия для отсоса газа располагаются на основной части сопла и на насадках. Число отверстий для отсоса и вдува газа определяется требуемой максимальной величиной управляющей силы.For the purpose of gas suction, the shape of the slots is not so important, and for simplicity they can be made round. Gas exhaust holes are located on the main part of the nozzle and on the nozzles. The number of holes for suction and injection of gas is determined by the required maximum value of the control force.
Устройство работает следующим образом. После запуска двигателя для получения управляющей силы осуществляют отсос газа с внутренних поверхностей основной части сопла 1 и насадка 3 и с помощью устройства 8 вдувают этот газ с внутренней поверхности насадка 2 навстречу потоку из основной части сопла 1 (стрелками 11 и 12 на фиг.4 показаны соответственно направления потока внутри сверхзвукового сопла и вдуваемого потока), причем поверхности, на которых происходит отсос газа, противолежат поверхности насадка, на котором осуществляется вдув газа.The device operates as follows. After starting the engine to obtain a control force, gas is sucked off from the inner surfaces of the main part of the
Отсос газа в сверхзвуковой части сопла имеет эффект расходного сопла, в котором соотношение между параметрами определяется соотношением:The gas suction in the supersonic part of the nozzle has the effect of a flow nozzle, in which the ratio between the parameters is determined by the ratio:
(М2-1)dw/w=-dG/G,(M 2 -1) dw / w = -dG / G,
где М, w и dw - соответственно число Маха, скорость и изменение скорости потока в сечении отсоса, G и dG - соответственно величина расхода и изменение расхода из-за отсоса газа. Учитывая, что в сверхзвуковой части сопла М>1, a dG<0, из вышеприведенного соотношения следует, что скорость потока растет dw>0.where M, w and dw are the Mach number, velocity and change in the flow velocity in the suction section, respectively, G and dG are the flow rate and the flow rate change due to gas suction, respectively. Considering that in the supersonic part of the nozzle M> 1, a dG <0, it follows from the above relation that the flow velocity increases dw> 0.
Увеличение скорости потока приводит к падению давления по сравнению с вариантом без отсоса, причем возникающие в результате отсоса силы совпадают по направлению с силами, возникающими из-за вдува газа на противоположной стороне сопла. Таким образом, все три компонента управляющей силы: разрежение, вызванное отсосом газа; повышение давления на противоположной поверхности, вызванное вдувом газа; реактивная сила, вызванная истечением газа через отверстия вдува - все они действуют в одном направлении, что позволяет получить управляющие усилия, превышающие силы, реализуемые при наличии только вдува газа той же интенсивности.An increase in the flow velocity leads to a drop in pressure compared to the non-suction version, and the forces arising from the suction coincide in direction with the forces arising from the injection of gas on the opposite side of the nozzle. Thus, all three components of the control force are: rarefaction caused by gas suction; increase in pressure on the opposite surface caused by gas injection; the reactive force caused by the outflow of gas through the injection holes — all of them act in the same direction, which makes it possible to obtain control forces exceeding the forces realized when only gas of the same intensity is injected.
Учитывая отсутствие ограничений на интенсивность вдува, предлагаемые способ и устройство получения управляющей силы могут применяться не только для управления вектором тяги двигателя, но и в качестве силовой установки ЛА вертикального или укороченного взлета и посадки.Given the absence of restrictions on the intensity of blowing, the proposed method and device for obtaining control force can be used not only to control the thrust vector of the engine, but also as a power plant for aircraft of vertical or shortened take-off and landing.
Отметим, что выше мы в качестве примера рассматривали создание управляющих усилий в вертикальной плоскости, т.е. для целей получения подъемной силы. Можно получить управляющие усилия в любой плоскости, добавляя соответствующую пару насадков с косым или ступенчатым срезом выходного сечения, симметрично расположенных относительно оси сопла. Комбинируя управляющие усилия, можно добиться управления ЛА по любому направлению.Note that above, as an example, we considered the creation of control forces in a vertical plane, i.e. for the purpose of obtaining lift. You can get control efforts in any plane by adding the appropriate pair of nozzles with an oblique or stepped cut of the output section, symmetrically located relative to the axis of the nozzle. By combining control efforts, you can achieve control of the aircraft in any direction.
Предлагаемые способ и устройство УВТ отличаются быстродействием, недоступным таким аналогам, как поворот двигателя или сопла, так как скорость изменения вектора тяги здесь определяется временем срабатывания клапанов.The proposed method and device of shock-wave equipment are distinguished by their speed, which is unavailable to analogs such as turning the engine or nozzle, since the rate of change of the thrust vector here is determined by the valve response time.
Claims (3)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2009130346/06A RU2412368C1 (en) | 2009-08-10 | 2009-08-10 | Method to control vector of jet engine thrust and supersonic nozzle |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2009130346/06A RU2412368C1 (en) | 2009-08-10 | 2009-08-10 | Method to control vector of jet engine thrust and supersonic nozzle |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2412368C1 true RU2412368C1 (en) | 2011-02-20 |
Family
ID=46310121
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2009130346/06A RU2412368C1 (en) | 2009-08-10 | 2009-08-10 | Method to control vector of jet engine thrust and supersonic nozzle |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2412368C1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2594844C1 (en) * | 2015-07-21 | 2016-08-20 | Российская Федерация, от имени которой выступает Федеральное космическое агентство | System for controlling thrust vector of liquid-propellant engine |
| RU216191U1 (en) * | 2022-01-13 | 2023-01-23 | Леонид Сергеевич Соловьев | MULTINOZZLE ROCKET ENGINE WITH CONTROLLED THRUST VECTOR |
-
2009
- 2009-08-10 RU RU2009130346/06A patent/RU2412368C1/en not_active IP Right Cessation
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2594844C1 (en) * | 2015-07-21 | 2016-08-20 | Российская Федерация, от имени которой выступает Федеральное космическое агентство | System for controlling thrust vector of liquid-propellant engine |
| RU216191U1 (en) * | 2022-01-13 | 2023-01-23 | Леонид Сергеевич Соловьев | MULTINOZZLE ROCKET ENGINE WITH CONTROLLED THRUST VECTOR |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US20200284219A1 (en) | Generation of a Pulsed Jet by Jet Vectoring Through a Nozzle with Multiple Outlets | |
| JP5205284B2 (en) | System and method for weakening an airfoil vortex | |
| US20110215204A1 (en) | System and method for generating thrust | |
| JP5231770B2 (en) | Aircraft system and method for operating an airfoil system | |
| US6679048B1 (en) | Apparatus and method for controlling primary fluid flow using secondary fluid flow injection | |
| ES2310364T3 (en) | APPARATUS AND METHOD FOR THE CONTROL OF FLOWS IN THE STAMPS. | |
| JPH0681713A (en) | Scrum jet fuel injector | |
| WO2002029232A1 (en) | Apparatus, method and system for gas turbine engine noise reduction | |
| JP2006322395A (en) | Fluidic thrust deflection nozzle including two stage expansion nozzle | |
| Lubert | On some recent applications of the Coanda effect to acoustics | |
| RU2531432C2 (en) | Development of vtol aircraft drive forces and aircraft to this end | |
| RU2412368C1 (en) | Method to control vector of jet engine thrust and supersonic nozzle | |
| RU2425241C2 (en) | Jet nozzle with thrust orientation, its operating method, jet turbine engine and unpiloted aircraft equipped with such nozzle | |
| JP6310302B2 (en) | Jet engine, flying object and operation method of jet engine | |
| US4030289A (en) | Thrust augmentation technique and apparatus | |
| US6367739B1 (en) | Compound exhaust system | |
| RU2637235C1 (en) | Pulse plasma heat actuator of ejector type | |
| CN105927421A (en) | Venturi jet engine | |
| GB2447291A (en) | A turbojet engine having a bypass flow through the engine core | |
| EP1696116B1 (en) | Thrust vectoring using fluid jets | |
| RU2285636C2 (en) | Gas and water ramjet propeller | |
| WO2006027630A2 (en) | Method of controlling vortex bursting | |
| EP0871582B1 (en) | Apparatus and method for controlling the motion of a fluid medium | |
| RU2345926C2 (en) | Water-jet propeller of vessel | |
| RU2144886C1 (en) | Method and device for creating lift force |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20130811 |