RU2433294C1 - Ram jet - Google Patents

Ram jet Download PDF

Info

Publication number
RU2433294C1
RU2433294C1 RU2010124777/06A RU2010124777A RU2433294C1 RU 2433294 C1 RU2433294 C1 RU 2433294C1 RU 2010124777/06 A RU2010124777/06 A RU 2010124777/06A RU 2010124777 A RU2010124777 A RU 2010124777A RU 2433294 C1 RU2433294 C1 RU 2433294C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
combustion chamber
nozzle
air intake
injector
fuel
Prior art date
Application number
RU2010124777/06A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Николай Михайлович Пикулев (RU)
Николай Михайлович Пикулев
Original Assignee
Николай Михайлович Пикулев
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Николай Михайлович Пикулев filed Critical Николай Михайлович Пикулев
Priority to RU2010124777/06A priority Critical patent/RU2433294C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2433294C1 publication Critical patent/RU2433294C1/en

Links

Images

Landscapes

  • Fuel-Injection Apparatus (AREA)

Abstract

FIELD: engines and pumps.
SUBSTANCE: ram jet is related to the transport machine building industry and is designed for application in aviation equipment. The ram jet consists of an air intake, a combustion chamber equipped with a start-up nozzle with a spark plug, and an extension pipe with a nozzle attachment. A force injector is mounted into the wall of the combustion chamber, which is adjacent to the air intake. The inlet nozzle of the force injector is connected to the inner cavity of high pressure of the combustion chamber equipped with a diaphragm made of a fan of tabs twisted along the spiral. In the air intake, in the zone of air speed flow, there is a fuel injector connected to the fuel tank by means of a pipeline.
EFFECT: improved reliability in operation, durability and simplification of design.
4 dwg

Description

Прямоточный реактивный двигатель - ПРД, относится к отрасли транспортного машиностроения.In-line jet engine - PRD, refers to the industry of transport engineering.

Из уровня авиационной техники известны реактивные двигатели RU(11) 2303152(13) C1, RU(11) 2305198(13) C1, турбореактивные двигатели RU(11) 2386050 (13) C2, камерные двигатели RU(21) 2008 137338/06 (13), а также конструкции отдельных узлов, входящих в устройство двигателя, таких как: воздухозаборник RU(21) 2008 141712/11 (13)A, инжекторный клапан для топлива RU 2008 139317/06, кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя RU(21) 2008 137660/06 (13)А, система впрыска топлива на задней стенке камеры сгорания RU(21) 2008 138063/06 (13)А, … и др.Jet engines RU (11) 2303152 (13) C1, RU (11) 2305198 (13) C1, turbojet engines RU (11) 2386050 (13) C2, chamber engines RU (21) 2008 137338/06 ( 13), as well as the design of individual components included in the engine device, such as: air intake RU (21) 2008 141712/11 (13) A, fuel injection valve RU 2008 139317/06, annular combustion chamber of a gas turbine engine RU (21) 2008 137660/06 (13) A, fuel injection system on the rear wall of the combustion chamber RU (21) 2008 138063/06 (13) A, ... etc.

Вышеописанные двигатели имеют общий недостаток: сложную конструкцию, жесткий регламент по долговечности, надежности и сильно шумят.The above engines have a common drawback: a complex design, strict regulations on durability, reliability and are very noisy.

Задачей изобретения является устранение указанных выше недостатков.The objective of the invention is to remedy the above disadvantages.

Поставленная задача решается конструкцией прямоточного реактивного двигателя, состоящего из воздухозаборника, камеры сгорания, оснащенной пусковой форсункой, снабженной свечой зажигания, удлинительной трубы с сопловым насадком, у которого стенка камеры сгорания, примыкающая к воздухозаборнику, снабжена нагнетательным инжектором, который входным патрубком присоединен к полости высокого давления камеры сгорания, оснащенной диафрагмой, состоящей из веера лепестков, закрученных по спирали, а воздухозаборник, в зоне скоростного потока воздуха, снабжен топливным инжектором, соединенным трубопроводом с топливным баком самолета, а сам инжектор выполнен кольцевого типа.The problem is solved by the design of a ramjet engine consisting of an air intake, a combustion chamber, equipped with a starting nozzle, equipped with a spark plug, an extension pipe with a nozzle nozzle, in which the wall of the combustion chamber adjacent to the air intake is equipped with a discharge injector, which is connected with a high pressure inlet to the cavity pressure of the combustion chamber equipped with a diaphragm consisting of a fan of petals twisted in a spiral, and an air intake in the zone of high-speed flow ozduha provided with a fuel injector coupled to the conduit to the fuel tank of the aircraft, and the injector is made annular type.

На чертежах показаны:The drawings show:

на фиг.1 - продольный осевой разрез двигателя;figure 1 is a longitudinal axial section of the engine;

фиг.2 - вид В на фиг.1;figure 2 - view In figure 1;

фиг.3 - вид А на фиг.1;figure 3 - view a in figure 1;

фиг.4 - узел 1 на фиг.1.figure 4 - node 1 in figure 1.

Прямоточный реактивный двигатель содержит: камеру сгорания 1 грушевидной формы, которая функционально больше схожа с котлом, в которой размещена диафрагма 2, образованная веером лепестков «а», закрученных по спирали, пусковую форсунку 3, снабженную свечой зажигания 4, нагнетательный инжектор 5, соединенный патрубком 6 с полостью высокого давления камеры сгорания, воздухозаборник 7, примыкающий к нагнетательному инжектору и снабженный топливным инжектором 8, расположенным в зоне скоростного потока воздуха, удлинительную трубу 9 с сопловым насадком 10, ребра-кронштейны 11, жестко закрепленные на теле камеры сгорания, на которых крепятся обтекатели 12-13 гондолы самолета.The direct-flow jet engine contains: a pear-shaped combustion chamber 1, which is functionally more similar to a boiler, in which a diaphragm 2 is formed, formed by a fan of “a” petals twisted in a spiral, a starting nozzle 3 equipped with a spark plug 4, an injection injector 5 connected by a nozzle 6 with a high-pressure cavity of the combustion chamber, an air intake 7 adjacent to the discharge injector and equipped with a fuel injector 8 located in the zone of high-speed air flow, an extension pipe 9 with a nozzle asadkom 10, ribs-brackets 11, rigidly mounted on the body of the combustion chamber, on which the fairings 12-13 of the aircraft nacelle are mounted.

Пусковая форсунка трубопроводами соединена с топливным баком и баллоном со сжатым воздухом (120 атм.) через эл. клапан и подкачивающую помпу. Свеча зажигания запитана на аккумулятор через кнопку «запуск». Система запуска и рабочая система работают по команде реле - РВ, которое обеспечивает выход двигателя на режим холостого хода. Топливный инжектор соединен с топливным баком через эл. клапан и подкачивающую помпу.The starting nozzle is connected by pipelines to a fuel tank and a cylinder of compressed air (120 atm.) Via email. valve and booster pump. The spark plug is supplied to the battery through the start button. The start-up system and the working system work on the basis of a relay –RV command, which provides the engine to idle. The fuel injector is connected to the fuel tank via email. valve and booster pump.

Работа двигателя.Engine operation.

Запуск. Нажимается кнопка «запуск», - срабатывает реле - РВ: включается подкачивающая помпа топлива бака, эл. клапан открывает подачу топлива и сжатого воздуха на пусковую форсунку, подается ток на свечу зажигания, происходит воспламенение топлива в камере сгорания вспышкой. В камере сгорания поднимается давление импульсом, потому что свободному выходу газов в удлинительную трубу препятствует диафрагма, поэтому газы устремляются через свободный объемный патрубок к конусу нагнетательного инжектора, который закачивает воздух из воздухозаборника в камеру сгорания (по принципу, как паровой инжектор закачивает воду в котел паром из этого же котла), эл. клапан открывает доступ топлива к топливному инжектору. Теперь в камеру сгорания закачивается топливная смесь. В работу вступила рабочая система топливообеспечения камеры сгорания. Через минуту отключается пусковая система. Двигатель работает в режиме холостого хода.Launch. The "start" button is pressed, - the relay is triggered - РВ: the fuel pump for fuel in the tank is turned on, el. the valve opens the supply of fuel and compressed air to the starting nozzle, current is supplied to the spark plug, the fuel ignites in the combustion chamber with a flash. The pressure in the combustion chamber rises by the impulse, because the diaphragm prevents the free exit of gases into the extension pipe, so the gases rush through the free volume pipe to the cone of the injection injector, which pumps air from the air intake into the combustion chamber (by the principle that a steam injector pumps water into the boiler with steam from the same boiler), el. the valve opens fuel access to the fuel injector. Now the fuel mixture is pumped into the combustion chamber. The working system of the fuel supply of the combustion chamber entered into operation. After a minute, the starting system turns off. The engine is idling.

Газы из камеры сгорания поступают на диафрагму, закручиваются в межлепестковом пространстве, - энергия давления преобразуется в энергию скорости (зависящую от величины закрутки спирали лепестков диафрагмы), вихревой поток проходит удлинительную трубу, еще раз ускоряется на сопловом насадке, реактивная струя преобразуется в тягу двигателя.Gases from the combustion chamber enter the diaphragm, are twisted in the annular space - the pressure energy is converted into velocity energy (depending on the twist of the spiral of the diaphragm petals), the vortex flow passes through the extension pipe, accelerates once more on the nozzle nozzle, and the jet stream is converted into engine thrust.

Охлаждение двигателя (в статике) осуществляется за счет движения воздуха в подрубашечной полости, которое организуется разряжением воздуха за сопловым насадком.Engine cooling (in statics) is carried out due to the movement of air in the sub-cavity, which is organized by the discharge of air behind the nozzle nozzle.

Прямоточный реактивный двигатель скомпонован из общеизвестных узлов, показавших в эксплуатации надежность и долговечность. В двигателе нет ни одной движущейся и вращающейся детали.The ramjet engine is composed of well-known components that have shown reliability and durability in operation. There are no moving or rotating parts in the engine.

Результатом такой компоновки двигателя и достигается положительный результат.The result of this arrangement of the engine and achieved a positive result.

Claims (1)

Прямоточный реактивный двигатель - ПРД, состоящий из воздухозаборника, камеры сгорания, оснащенной пусковой форсункой со свечой зажигания, удлинительной трубы с сопловым насадком, отличающийся тем, что в стенку камеры сгорания, примыкающую к воздухозаборнику, вмонтирован нагнетательный инжектор, входной патрубок которого присоединен к внутренней полости высокого давления камеры сгорания, оснащенной диафрагмой, состоящей из веера лепестков, закрученных по спирали, а в воздухозаборнике - зоне скоростного потока воздуха размещен топливный инжектор, соединенный с топливным баком трубопроводом. In-line jet engine - PRD, consisting of an air intake, a combustion chamber equipped with a starting nozzle with a spark plug, an extension pipe with a nozzle nozzle, characterized in that a pressure injector is mounted in the wall of the combustion chamber adjacent to the air intake, the inlet of which is connected to the internal cavity high pressure combustion chamber equipped with a diaphragm consisting of a fan of petals twisted in a spiral, and in the air intake - the zone of high-speed air flow is placed fuel The second injector connected to the fuel tank by a pipeline.
RU2010124777/06A 2010-06-16 2010-06-16 Ram jet RU2433294C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2010124777/06A RU2433294C1 (en) 2010-06-16 2010-06-16 Ram jet

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2010124777/06A RU2433294C1 (en) 2010-06-16 2010-06-16 Ram jet

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2433294C1 true RU2433294C1 (en) 2011-11-10

Family

ID=44997276

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2010124777/06A RU2433294C1 (en) 2010-06-16 2010-06-16 Ram jet

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2433294C1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2641178C1 (en) * 2016-12-05 2018-01-16 Владимир Ильич Юркин Method of forming reactive forces of motion from air-dynamic part of jet and device for realization of this method

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2641178C1 (en) * 2016-12-05 2018-01-16 Владимир Ильич Юркин Method of forming reactive forces of motion from air-dynamic part of jet and device for realization of this method

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US20190093553A1 (en) Reverse-flow core gas turbine engine with a pulse detonation system
US9874108B2 (en) Cleaning system for a turbofan gas turbine engine
CN107762661B (en) A kind of pulse-knocking injection ultra-combustion ramjet combined engine
WO2003071117A8 (en) Ejector based engines
FR2967725B1 (en) COMBINED TURBOREACTOR AND STATOREACTOR COMBINATION PROPELLER
RU2561757C1 (en) Three-component air-jet engine
WO2009140682A3 (en) Marine propulsion system
RU2433294C1 (en) Ram jet
CN103375302A (en) Turboprop engine and usage method thereof
RU165003U1 (en) DEVICE FOR STABILIZING A FLAME IN AN AFTER CHAMBER OF A TURBO-REACTIVE ENGINE
CN208138063U (en) Dual system rocket base airbreathing motor
RU163848U1 (en) Pulsating Air-Jet Engine
CN102979612A (en) Fan two-stroke engine
CN202746000U (en) Jet flow mixing supercharged engine
CN204877714U (en) Aviation, space flight, navigation in mixed engine of an organic whole
RU2517971C1 (en) Nozzle-free solid-propellant rocket engine
US8991189B2 (en) Side-initiated augmentor for engine applications
CN105927421A (en) Venturi jet engine
CN104963788A (en) Hybrid engine applicable for aviation, spaceflight and navigation
RU163847U1 (en) Pulsating Air-Jet Engine
RU2372509C1 (en) Combined aircraft engine
CN108104978B (en) Aeroengine combining compressor, internal combustion engine and compression ignition spray pipe
RU185450U1 (en) COMBUSTION CAMERA OF A GAS TURBINE ENGINE WITH CONSTANT VOLUME OF COMBUSTION OF FUEL
US20160369751A1 (en) Internal combustion engine using water as auxiliary power
RU67652U1 (en) LOW-NOISE EJECTOR PULSING AIR-REACTIVE ENGINE