RU2442008C1 - Impulse detonation rocket engine - Google Patents
Impulse detonation rocket engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2442008C1 RU2442008C1 RU2010124236/06A RU2010124236A RU2442008C1 RU 2442008 C1 RU2442008 C1 RU 2442008C1 RU 2010124236/06 A RU2010124236/06 A RU 2010124236/06A RU 2010124236 A RU2010124236 A RU 2010124236A RU 2442008 C1 RU2442008 C1 RU 2442008C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- nozzle
- detonation
- laser
- combustion chamber
- axis
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Fluidized-Bed Combustion And Resonant Combustion (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к двигателестроению, а точнее к импульсному детонационному ракетному двигателю.The invention relates to engine building, and more specifically to a pulsed detonation rocket engine.
Известны импульсные реактивные двигатели для создания управляющих моментов небольшой длительности (Реактивные системы управления космических летательных аппаратов. / Н.М.Беляев, Н.П.Белик, Е.И.Уваров. - М., Машиностроение, 1979 - 232 с.). Эти устройства (Фиг.1) включают камеру сгорания в виде детонационной трубы, импульсное воспламенительное устройство топливной смеси, размещенное в камере сгорания, газодинамическое осесимметричное тяговое сопло для создания направленного импульса тяги, расположенное на выходе камеры сгорания.Known pulse jet engines for creating control moments of short duration (Jet control systems for spacecraft. / N.M. Belyaev, N.P. Belik, E.I. Uvarov. - M., Mechanical Engineering, 1979 - 232 S.). These devices (FIG. 1) include a combustion chamber in the form of a detonation tube, a pulsed ignition device of the fuel mixture located in the combustion chamber, a gas-dynamic axisymmetric traction nozzle for creating a directed thrust pulse located at the outlet of the combustion chamber.
Известно что увеличение эффективности рабочего процесса в указанных двигателях может быть достигнуто путем перехода от дефлаграционного режима горения к детонационному режиму, когда тепловые процессы в камере сгорания проистекают взрывным образом.It is known that an increase in the efficiency of the working process in these engines can be achieved by switching from a deflagration mode of combustion to a detonation mode, when thermal processes in the combustion chamber occur explosively.
При этом энергия, выделяющаяся при детонационном горении, будет больше, чем при дефлаграционном горении за счет более высокой температуры образующихся продуктов сгорания по сравнению с обычным дефлаграционным горением. (См., например, Фролов С.М. Перспективы использования детонационного сжигания топлива в энергетике и на транспорте. // Тяжелое машиностроение. - 2003. №9 - С.18.)In this case, the energy released during detonation combustion will be greater than during deflagration combustion due to the higher temperature of the resulting combustion products compared to conventional deflagration combustion. (See, for example, Frolov S. M. Prospects for the use of detonation fuel combustion in the energy sector and in transport. // Heavy engineering. - 2003. No. 9 - P.18.)
Тяга в импульсных детонационных двигателях (см. Фиг.1) создается в результате воздействия продуктов сгорания на торцевую стенку высоким давлением за детонационной волной, которая может опосредованно инициироваться объемным микровзрывом в камере сгорания, заполненной горючей смесью.The thrust in pulsed detonation engines (see Figure 1) is created as a result of the action of combustion products on the end wall with high pressure behind the detonation wave, which can be indirectly initiated by a volumetric microexplosion in the combustion chamber filled with a combustible mixture.
Известны пульсирующие детонационные двигатели двух типов: воздушно-реактивные с потреблением атмосферного кислорода (импульсные детонационные воздушно-реактивные двигатели) и ракетные (импульсные детонационные ракетные двигатели). Режим работы микродвигателей в системе стабилизации и ориентации характеризуется временем одиночного импульса создания тяги и частотой следования импульсов включения двигателя, которая может составлять от одного импульса в секунду до одного импульса за несколько минут или часов. Для эффективной работы импульсного детонационного ракетного двигателя необходимо обеспечить высокую частоту повторения инициирования детонационной волны (порядка 100-200 Гц). При использовании импульсного детонационного ракетного двигателя в системе ориентации система управления должна обеспечивать условия периодического, кратковременного запирания тракта двигателя от внешней среды в момент наполнения свежей горючей смесью камеры сгорания после прохождения детонационной волны.Known pulsating detonation engines of two types: air-jet with the consumption of atmospheric oxygen (pulsed detonation air-jet engines) and rocket (pulsed detonation rocket engines). The operating mode of micromotors in the stabilization and orientation system is characterized by the time of a single impulse to create thrust and the pulse repetition rate of the engine, which can be from one impulse per second to one impulse in several minutes or hours. For the effective operation of a pulsed detonation rocket engine, it is necessary to ensure a high repetition frequency of initiation of a detonation wave (of the order of 100-200 Hz). When using a pulsed detonation rocket engine in the orientation system, the control system must provide the conditions for periodic, short-term locking of the engine path from the external environment when the combustion chamber is filled with a fresh combustible mixture after the detonation wave has passed.
Известен импульсный детонационный двигатель (Патент США №6,505,462 опубл. 2003 г.) с роторным клапаном, расположенным в детонационной трубе между компрессором и камерой сгорания. В качестве источника воспламенения в камере сгорания используется свеча зажигания. Клапан имеет вращаемый сердечник, который полностью перекрывает сечение детонационной трубы.Known pulsed detonation engine (US Patent No. 6,505,462 publ. 2003) with a rotary valve located in the detonation tube between the compressor and the combustion chamber. An ignition plug is used as a source of ignition in the combustion chamber. The valve has a rotatable core that completely covers the cross section of the detonation tube.
Поступление топлива в камеру сгорания осуществляется по отдельным каналам в сердечнике клапана. При вращении сердечника клапана относительно оси трубы и совпадении каналов сердечника с дренажными отверстиями в торцевой стенке камеры топливная смесь периодически, порционно поступает в камеру сгорания через дренажные отверстия в виде отдельных не перемешанных между собой струй топливной смеси по всему сечению детонационной трубы, что создает неравномерность распределения топливной смеси по объему камеры сгорания, препятствует эффективной детонации и уменьшает тяговый импульс двигателя.The fuel enters the combustion chamber through separate channels in the valve core. When the valve core rotates about the axis of the pipe and the core channels coincide with the drain holes in the chamber end wall, the fuel mixture periodically, portionwise enters the combustion chamber through the drain holes in the form of separate un mixed jets of the fuel mixture over the entire cross section of the detonation pipe, which creates uneven distribution fuel mixture by volume of the combustion chamber, prevents effective detonation and reduces the engine traction impulse.
Кроме того, данный известный детонационный двигатель является импульсным детонационным воздушно-реактивным двигателем с потреблением атмосферного кислорода. Наиболее близким техническим решением является импульсный детонационный ракетный двигатель (Патент РФ №2026502, опубл. 09.01.1995 г.), содержащий камеру сгорания, в которую порционно с помощью пневмоклапанов и рычагов возвратно-поступательного движения подают компоненты топливной смеси, а выхлопной канал на выходе камеры в момент ее заполнения топливом и поджига от свечи зажигания герметично перекрывают гибкой лентой с помощью поперечной прижимной планки к выхлопному каналу камеры сгорания при обеспечении герметичного поступательного перемещения ленты по прижимной планке с помощью барабанов и пружин различной жесткости.In addition, this known detonation engine is a pulsed detonation air-jet engine with atmospheric oxygen consumption. The closest technical solution is a pulsed detonation rocket engine (RF Patent No. 2026502, published 09.01.1995), containing a combustion chamber into which the fuel mixture components are fed portionwise using pneumatic valves and reciprocating levers, and the exhaust channel at the exit the chamber at the time of its filling with fuel and ignition from the spark plug is hermetically sealed with a flexible tape using a transverse pressure bar to the exhaust channel of the combustion chamber while ensuring a tight translational scheniya tape on the retaining plate by means of reels and springs of different stiffness.
Недостатком данного устройства является использование в процессе работы двигателя расходного материала в виде гибкой ленты, перемещаемой по прижимной планке. В результате работы двигателя в детонационном режиме лента разрушается и требует периодической замены в процессе эксплуатации, что приводит к общей неравномерности работы двигателя и ухудшает экономические и эксплуатационные характеристики всей реактивной системы ориентации и управления в целом. Кроме того, применение в системах управления рабочим процессом двигателя механизмов, основанных на возвратно-поступательном движении рычагов и штоков, сопровождается повышенной вибрацией всей конструкции двигателя, что вызывает в свою очередь преждевременную изнашиваемость отдельных узлов и нестабильность работы детонационного двигателя в целом. Работа импульсных клапанов вызывает повышенный уровень вибраций, особенно в основных газопроводных магистралях с наибольшим проходным сечением.The disadvantage of this device is the use in the process of operation of the engine consumables in the form of a flexible tape that moves along the clamping plate. As a result of the engine operating in detonation mode, the belt is destroyed and requires periodic replacement during operation, which leads to general uneven operation of the engine and worsens the economic and operational characteristics of the entire reactive orientation and control system as a whole. In addition, the use of mechanisms based on the reciprocating motion of levers and rods in engine workflow control systems is accompanied by increased vibration of the entire engine structure, which in turn causes premature wear of individual components and the unstable operation of the detonation engine as a whole. The operation of pulse valves causes an increased level of vibration, especially in the main gas pipelines with the largest flow area.
В основу изобретения положена задача повышения эксплуатационных характеристик импульсного детонационного ракетного двигателя.The basis of the invention is to improve the operational characteristics of a pulsed detonation rocket engine.
Техническим результатом является повышение стабильности работы и расширение диапазона рабочих режимов работы двигателя.The technical result is to increase stability and expand the range of operating modes of the engine.
Другим техническим результатом является уменьшение вибрационных нагрузок и повышение стабильности работы импульсного детонационного ракетного двигателя за счет минимизации количества импульсных клапанов.Another technical result is to reduce vibration loads and increase the stability of the pulse detonation rocket engine by minimizing the number of pulse valves.
Поставленная задача решается тем, что импульсный детонационный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания, вход которой служит для порционного ввода горючей смеси, систему импульсного зажигания и устройство запирания выхода камеры сгорания в момент заполнения ее порцией горючей смеси, согласно изобретению дополнительно содержит тяговое осесимметричное сопло, установленное на выходе камеры сгорания и содержащее канал в виде сопла Лаваля, сужающийся и быстро расширяющийся в направлении истечения продуктов детонации, и устройство запирания в виде роторного клапана, причем клапан расположен в критическом сечении сопла и выполнен в виде приводного цилиндрического тела с осью вращения, проходящей через критическое сечение тягового сопла и перпендикулярно его оси, а в направлении оси сопла в цилиндрическом теле выполнен сквозной канал, внутренний профиль которого совпадает с контуром тягового сопла на длине поперечного размера цилиндрического тела, причем ось вращения цилиндрического тела и ось тягового сопла лежат в одной плоскости, и лазерную систему импульсного зажигания лазерной искрой, возбуждаемой в камере сгорания, командный датчик синхронной подачи импульса зажигания и запирания выхода камеры сгорания роторным клапаном, один выход которого соединен с лазерной системой, а другой связан с приводом роторного клапана.The problem is solved in that a pulsed detonation rocket engine containing a combustion chamber, the input of which serves for portioned injection of a combustible mixture, a pulse ignition system and a device for locking the output of a combustion chamber when it is filled with a portion of a combustible mixture, according to the invention further comprises a traction axisymmetric nozzle mounted at the exit of the combustion chamber and containing a channel in the form of a Laval nozzle, tapering and rapidly expanding in the direction of the outflow of detonation products, and a device locking in the form of a rotary valve, and the valve is located in the critical section of the nozzle and is made in the form of a drive cylindrical body with an axis of rotation passing through the critical section of the traction nozzle and perpendicular to its axis, and a through channel is made in the direction of the axis of the nozzle in the cylindrical body, the inner profile of which coincides with the contour of the traction nozzle along the length of the transverse dimension of the cylindrical body, with the axis of rotation of the cylindrical body and the axis of the traction nozzle lying in the same plane, and the laser pulse system Laser ignition spark in the combustion chamber is excited, the synchronous command sensor supply and ignition pulse combustor exit lock rotary valve, one output of which is connected with the laser system and the other is connected to drive the rotary valve.
Лазерная система импульсного зажигания должна содержать лазер, связанный с линзой, установленной в стенке камеры сгорания, и блок импульсного включения лазера, вход которого связан с командным датчиком, а выход соединен с лазером.The laser pulse ignition system must contain a laser connected to a lens mounted in the wall of the combustion chamber, and a laser pulse switch unit, the input of which is connected to the command sensor, and the output is connected to the laser.
Привод цилиндрического тела роторного клапана может быть выполнен в виде ременной или червячной передачи.The drive of the cylindrical body of the rotary valve can be made in the form of a belt or worm gear.
Целесообразно чтобы импульсный детонационный ракетный двигатель был бы снабжен емкостью с предварительно перемешанной рабочей смесью детонационного топлива, выход которой через обратный клапан был соединен трубопроводом с входом в камеру сгорания.It is advisable that the pulsed detonation rocket engine would be equipped with a tank with a pre-mixed working mixture of detonation fuel, the output of which through a check valve was connected by a pipe to the entrance to the combustion chamber.
Суть изобретения основана на организации циклической или периодической детонации смесей горючего с окислителем. Известно, - Г.Н.Абрамович. Прикладная газовая динамика. Из-во «Наука» М., 1976, 888 с.-, что направленный импульс тяги эффективно можно реализовать с помощью струи, истекающей через сопловое устройство типа сопла Лаваля, которое содержит дозвуковую часть, представляющую сужающийся канал в направлении течения, и сверхзвуковую часть - быстро расширяющийся канал, например, конической формы, от некоторого минимального сечения, которое называется критическим сечением.The essence of the invention is based on the organization of cyclic or periodic detonation of fuel mixtures with an oxidizing agent. It is known - G.N.Abramovich. Applied gas dynamics. Because of Nauka M., 1976, 888 pp., That a directed thrust impulse can be effectively implemented using a jet flowing out through a nozzle device such as a Laval nozzle, which contains a subsonic part representing a tapering channel in the direction of flow and a supersonic part - a rapidly expanding channel, for example, of a conical shape, from a certain minimum section, which is called the critical section.
Сопло со стороны дозвуковой части имеет неподвижную глухую заднюю стенку, взаимодействие с которой струи сопла создает тягу и соответствующий импульс. Задняя стенка является одновременно элементом конструкции камеры сгорания двигателя.The nozzle on the subsonic side has a fixed blind back wall, the interaction with which the nozzle jet creates thrust and a corresponding impulse. The rear wall is at the same time a structural element of the combustion chamber of the engine.
В дальнейшем изобретение поясняется описанием и фиг.1 и фиг.2, где представлена принципиальная схема импульсного детонационного ракетного двигателя, согласно изобретению, с роторным клапаном в открытом положении (фиг.1) и дополнительно показан тот же роторный клапан в закрытом положении (фиг.2).The invention is further explained by the description of FIGS. 1 and 2, which shows a schematic diagram of a pulsed detonation rocket engine according to the invention with a rotary valve in the open position (FIG. 1) and further shows the same rotary valve in the closed position (FIG. 2).
Импульсный детонационный ракетный двигатель, согласно изобретению, содержит емкость 17 с предварительно перемешанной рабочей горючей смесью топлива, камеру сгорания 2 с задней стенкой 1, соединенную трубопроводом 19 с емкостью 17 через обратный клапан 18 одностороннего движения топливной смеси в камеру сгорания 2. Импульсный детонационный ракетный двигатель содержит также тяговое осесимметричное сопло 12, установленное на выходе камеры сгорания и содержащее канал в виде сопла Лаваля 12 (сужающийся 10 и быстро расширяющийся канал 11 в направлении истечения продуктов детонации) и устройство запирания в виде роторного клапана 9, причем клапан расположен в критическом сечении сопла 12 и выполнен с возможностью переключения расхода продуктов детонации через тяговое сопло. Для переключения роторный клапан 9 снабжен шкивом 13.A pulsed detonation rocket engine, according to the invention, comprises a
Кроме того, импульсный детонационный ракетный двигатель, согласно изобретению, содержит лазерную систему зажигания топливной смеси с лазерной искрой 3, возбуждаемой в камере сгорания 2. Применение лазерной искры позволяет наиболее эффективно возбуждать детонацию в камере двигателя за счет более высокой мощности излучения в лазерной искре по сравнению с действием традиционной свечи зажигания. Искровая лазерная система зажигания включает лазер, в частности твердотельный импульсно-периодический лазер Nd-Yag, например, компании Quantronics. Детонация горючей смеси в компактной камере сгорания может быть осуществима в метановоздушных горючих смесях с помощью современной лазерной техники, проверенной экспериментально (см., например, Тrаn X.PHUOC and FREDRICK P.WHITE. Laser-Induced Spark Ignition of CH4/Air Mixtures. // Combustion and Flame. November 1999, volume 119, Number 3). Лазер 5 связан с фокусирующей линзой 6, размещенной в боковой стенке камеры сгорания 2, блок 4 импульсного включения лазера соединен с лазером 5, командный датчик 19 соединен с электродвигателем 14 и с блоком 4 для включения лазера синхронно с угловым положением привода роторного клапана 9 при его вращении шаговым электродвигателем 14. Роторный клапан выполнен в виде цилиндрического тела 9 с осью вращения 16, проходящей через критическое сечение тягового сопла 12 и перпендикулярно его оси 20, при этом в направлении оси сопла в цилиндрическом теле выполнен сквозной канал 21, внутренний профиль которого совпадает с контуром тягового сопла на длине поперечного размера цилиндрического тела, причем ось вращения цилиндрического тела и ось тягового сопла лежат в одной плоскости. Привод вращения цилиндрического тела 9 связан с командным датчиком 15 углового поворота роторного переключателя и синхронизован со временем включения импульсного лазера 5 блоком 4.In addition, the pulsed detonation rocket engine according to the invention comprises a laser fuel mixture ignition system with a
На фиг.1 сквозной канал 21 совпадает с контуром тягового сопла и сопло открыто; в положении фиг.2 тяговое сопло закрыто.In Fig.1, the through
Импульсный детонационный ракетный двигатель согласно изобретению работает следующим образом. Рассмотрим в начале принцип работы двигателя в режиме одиночных импульсов. После прохождения детонационной волны и выброса продуктов сгорания через тяговое сопло создается единичный импульс тяги. После выброса продуктов сгорания роторный переключатель 9 приводится в закрытое положение, тяговое сопло запирается. Так как после прохождения детонационной волны сжатия следует волна разрежения, в камере сгорания создается разрежение, и свежая порция топливной смеси из емкости 17 по трубопроводу 19 через клапан 18 поступает в камеру сгорания 2, заполняя ее. Далее следует импульс включения лазера, возникает лазерная искра, которая инициирует детонационное сжигание очередной порции топливной смеси в камере сгорания. С помощью командного датчика 15 открывается роторный переключатель. Возникающая детонационная волна выбрасывает продукты горения, через тяговое сопло, создавая второй единичный импульс. Далее процесс может возобновляться периодически в автоматическом режиме с периодом, равным времени между положениями роторного переключателя «открыто» - «закрыто».Pulse detonation rocket engine according to the invention operates as follows. Let us first consider the principle of operation of the engine in the single-pulse mode. After the detonation wave passes and the combustion products are ejected through the traction nozzle, a single thrust impulse is created. After the emission of combustion products, the rotary switch 9 is brought into the closed position, the traction nozzle is locked. Since after the detonation compression wave propagates, a rarefaction wave follows, a rarefaction is created in the combustion chamber, and a fresh portion of the fuel mixture from the
Предлагаемое устройство позволяет переходить в многочастотный режим, когда частота следования одиночных импульсов может быть сделана довольно большой и определяться в основном скоростью заполнения камеры сгорания и частотой работы импульсного лазера. В этом случае роторное устройство необходимо установить в положение «открыто», а работу лазера перевести в режим непрерывной импульсной модуляции с частотой следования импульсов порядка 100-200 Гц. При этом алгоритм детонационного процесса, как нетрудно понять, остается аналогичным описанному выше.The proposed device allows you to go into multi-frequency mode, when the repetition rate of single pulses can be made quite large and is determined mainly by the speed of filling the combustion chamber and the frequency of the pulsed laser. In this case, the rotor device must be set to the “open” position, and the laser operation should be switched to continuous pulse modulation with a pulse repetition rate of the order of 100-200 Hz. Moreover, the algorithm of the detonation process, as is easy to understand, remains similar to that described above.
Изобретение может быть использовано при конструировании реактивных систем летательных аппаратов, включая космические.The invention can be used in the design of reactive systems of aircraft, including space.
Claims (4)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010124236/06A RU2442008C1 (en) | 2010-06-16 | 2010-06-16 | Impulse detonation rocket engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010124236/06A RU2442008C1 (en) | 2010-06-16 | 2010-06-16 | Impulse detonation rocket engine |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2010124236A RU2010124236A (en) | 2011-12-27 |
| RU2442008C1 true RU2442008C1 (en) | 2012-02-10 |
Family
ID=45782051
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2010124236/06A RU2442008C1 (en) | 2010-06-16 | 2010-06-16 | Impulse detonation rocket engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2442008C1 (en) |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2633075C1 (en) * | 2016-05-04 | 2017-10-11 | Иван Васильевич Трифанов | Method for creating electric propulsion thrust |
| RU2635951C1 (en) * | 2016-04-25 | 2017-11-17 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Сибирский государственный университет науки и технологий имени академика М.Ф. Решетнева" (СибГУ им. М.Ф. Решетнева) | Method for creating electric propulsion thrust |
| RU2641983C2 (en) * | 2016-04-18 | 2018-01-23 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Stand for testing electric rocket engine operating on iodine working body and method for testing electric rocket engine operating on iodine working body |
| RU2649494C1 (en) * | 2017-05-22 | 2018-04-03 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Сибирский государственный университет науки и технологий имени академика М.Ф. Решетнева" (СибГУ им. М.Ф. Решетнева) | Pulsed detonation rocket engine |
| RU2675732C2 (en) * | 2017-10-19 | 2018-12-24 | Иван Васильевич Трифанов | Hydrocarbon fuel combustion method and device for its implementation |
| RU2750245C1 (en) * | 2020-06-26 | 2021-06-24 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования Иркутский государственный университет путей сообщения (ФГБОУ ВО ИрГУПС) | Pulse combustion chamber for a space engine |
-
2010
- 2010-06-16 RU RU2010124236/06A patent/RU2442008C1/en active
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2641983C2 (en) * | 2016-04-18 | 2018-01-23 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Stand for testing electric rocket engine operating on iodine working body and method for testing electric rocket engine operating on iodine working body |
| RU2635951C1 (en) * | 2016-04-25 | 2017-11-17 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Сибирский государственный университет науки и технологий имени академика М.Ф. Решетнева" (СибГУ им. М.Ф. Решетнева) | Method for creating electric propulsion thrust |
| RU2633075C1 (en) * | 2016-05-04 | 2017-10-11 | Иван Васильевич Трифанов | Method for creating electric propulsion thrust |
| RU2649494C1 (en) * | 2017-05-22 | 2018-04-03 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Сибирский государственный университет науки и технологий имени академика М.Ф. Решетнева" (СибГУ им. М.Ф. Решетнева) | Pulsed detonation rocket engine |
| RU2675732C2 (en) * | 2017-10-19 | 2018-12-24 | Иван Васильевич Трифанов | Hydrocarbon fuel combustion method and device for its implementation |
| RU2750245C1 (en) * | 2020-06-26 | 2021-06-24 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования Иркутский государственный университет путей сообщения (ФГБОУ ВО ИрГУПС) | Pulse combustion chamber for a space engine |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2010124236A (en) | 2011-12-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2442008C1 (en) | Impulse detonation rocket engine | |
| US8539752B2 (en) | Integrated deflagration-to-detonation obstacles and cooling fluid flow | |
| US4741154A (en) | Rotary detonation engine | |
| US6349538B1 (en) | Annular liquid fueled pulse detonation engine | |
| US7669406B2 (en) | Compact, low pressure-drop shock-driven combustor and rocket booster, pulse detonation based supersonic propulsion system employing the same | |
| RU164690U1 (en) | PENDULUM-SLIDER DEVICE FOR REACTIVE DETONATION BURNING | |
| JP2011127890A (en) | Pulse detonation system with fuel lean inlet region | |
| EP0816674A1 (en) | Ignition methods and apparatus using broadband laser energy | |
| US7340903B2 (en) | Scalable power generation using a pulsed detonation engine | |
| RU2649494C1 (en) | Pulsed detonation rocket engine | |
| RU2453719C1 (en) | Method of inducing combustion in hypersonic ramjet engine and hypersonic ramjet engine | |
| RU2157909C1 (en) | Supersonic pulse detonating ramjet engine and method of its functioning | |
| RU2142058C1 (en) | Detonation combustion pulse-jet engine | |
| JP7268934B2 (en) | pulse drive | |
| RU2084675C1 (en) | Chamber for puls detonation engine | |
| RU52940U1 (en) | CAMERA OF THE PULSING DETONATION COMBUSTION ENGINE | |
| JP2004500515A (en) | Engine of predetermined charge form | |
| RU2278986C1 (en) | Combination air-jet engine | |
| RU178988U1 (en) | Supersonic ramjet engine | |
| US7794293B2 (en) | Marine propulsion system and marine vessel having same | |
| RU2774001C1 (en) | Method for ignition and stabilization of combustion of fuel-air mixture by pulse optical quasi-stationary discharges and its implementation device | |
| RU2485402C1 (en) | Gas dynamic igniter | |
| RU2562822C2 (en) | Aircraft gas turbine engine and method of its speedup | |
| RU2791785C1 (en) | Detonating intermittent air-jet engine of krishtop (diajek) and method of its functioning (versions) | |
| RU2654292C2 (en) | Method of work of air-jet engine and device for its implementation (options) |