RU2453719C1 - Method of inducing combustion in hypersonic ramjet engine and hypersonic ramjet engine - Google Patents
Method of inducing combustion in hypersonic ramjet engine and hypersonic ramjet engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2453719C1 RU2453719C1 RU2010145251/06A RU2010145251A RU2453719C1 RU 2453719 C1 RU2453719 C1 RU 2453719C1 RU 2010145251/06 A RU2010145251/06 A RU 2010145251/06A RU 2010145251 A RU2010145251 A RU 2010145251A RU 2453719 C1 RU2453719 C1 RU 2453719C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- frequency
- combustion
- fuel
- ramjet engine
- wedge
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Organic Low-Molecular-Weight Compounds And Preparation Thereof (AREA)
- Lasers (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к двигателестроению, а точнее к способу организации горения в гиперзвуковом прямоточном реактивном двигателе и гиперзвуковому прямоточному воздушно-реактивному двигателю с горением в наклонной детонационной волне.The invention relates to engine building, and more specifically to a method for organizing combustion in a hypersonic ramjet engine and a hypersonic ramjet engine burning in an inclined detonation wave.
Известен способ организации горения в гиперзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе, заключающийся в подаче топлива до входа в камеру сгорания (патент РФ №2262000). Подачу топлива осуществляют перед воздухозаборником в зоне, образованной между топливной форсункой, пилонами и воздухозаборником.A known method of organizing combustion in a hypersonic ramjet engine, which consists in supplying fuel to the entrance to the combustion chamber (RF patent No. 2262000). The fuel supply is carried out in front of the air intake in the area formed between the fuel nozzle, the pylons and the air intake.
Известен способ организации режима горения в прямоточном воздушно-реактивном двигателе гиперзвукового летательного аппарата, при котором топливовоздушную смесь подают в камеру сгорания двигателя, генерируют внутренние ударные волны в проточной части камеры сгорания, формируемые регулируемыми элементами камеры сгорания, и осуществляют детонационное горение смеси в камере сгорания с последующим расширением продуктов детонации в сопле (патент РФ №2285143). В проточной части камеры сгорания создают систему симметричных наклонных падающих ударных волн. В центральной части поперечного сечения камеры сгорания происходит детонационное сжигание смеси с образованием в ней высокотемпературной области продуктов детонации.A known method of organizing a combustion mode in a ramjet engine of a hypersonic aircraft, in which the air-fuel mixture is fed into the combustion chamber of the engine, internal shock waves are generated in the flow part of the combustion chamber, which are formed by adjustable elements of the combustion chamber, and detonation combustion of the mixture in the combustion chamber with subsequent expansion of the detonation products in the nozzle (RF patent No. 2285143). A system of symmetrical inclined incident shock waves is created in the flow part of the combustion chamber. In the central part of the cross section of the combustion chamber, detonation combustion of the mixture occurs with the formation of a high-temperature region of detonation products in it.
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.It is known (G.N. Abramovich. Applied gas dynamics. Because of Nauka M., 1976, 888 s) that a directed thrust pulse can be effectively realized 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 the supersonic part is a rapidly expanding channel, for example, of a conical shape, from a certain minimum section, which is called the critical section.
Известен гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель, содержащий корпус с камерой сверхзвукового горения, центральным телом, укрепленным в тракте двигателя и источник подвода горючего (заявка РФ №94016727, опубл. 1996 г.).Known hypersonic ramjet engine containing a housing with a supersonic combustion chamber, a central body, mounted in the engine path and a fuel supply source (RF application No. 94016727, publ. 1996).
Известен сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель, содержащий центральное тело, на поверхности которого непосредственно за критическим сечением сжигают топливо (авторское свидетельство СССР №636867, опубл. 2005 г.).Known supersonic ramjet engine containing a Central body, on the surface of which directly behind the critical section burn fuel (USSR copyright certificate No. 636867, publ. 2005).
Из результатов исследований следует, что использование управления цепным механизмом химических реакций обеспечивает повышение эффективности процесса горения. Интенсификация цепного механизма химических реакций при горении позволяет найти новые решения по организации рабочего процесса в камере сгорания прямоточных двигателей для больших сверхзвуковых скоростей полета и существенно повысить тяговые характеристики двигателя в составе силовой установки летательного аппарата.From the research results it follows that the use of the control of the chain mechanism of chemical reactions provides an increase in the efficiency of the combustion process. The intensification of the chain mechanism of chemical reactions during combustion allows us to find new solutions for the organization of the working process in the combustion chamber of ram engines for high supersonic flight speeds and to significantly increase the traction characteristics of the engine as part of the aircraft power plant.
Одним из способов организации эффективного горения в прямоточном двигателе для больших сверхзвуковых чисел Маха полета является горение топливовоздушной смеси за фронтом наклонной детонационной волны. Так, например, в работе Chinitz W. "On the use of shock-induced combustion in hypersonic engines." AIAA Paper №96-4536. 1996 г. показано, что применение режима детонационного горения в наклонной детонационной волне в прямоточном воздушно-реактивном двигателе позволяет увеличить удельный импульс тяги двигателя в сравнении с традиционным гиперзвуковым воздушно-реактивным двигателем с диффузионным режимом горения, начиная с числа Маха полета М=12. По оценкам этой работы выигрыш по удельному импульсу двигателя с горением за наклонной детонационной волной возрастает по мере увеличения числа Маха полета, где эффективность гиперзвукового прямоточного двигателя резко уменьшается. При числе Маха М=16 по оценкам упомянутой работы этот выигрыш по удельному импульсу может достигать почти 30%.One of the ways to organize efficient combustion in a ramjet engine for large supersonic flight Mach numbers is to burn the air-fuel mixture behind the front of an inclined detonation wave. For example, in Chinitz W. "On the use of shock-induced combustion in hypersonic engines." AIAA Paper No. 96-4536. 1996, it was shown that the use of the detonation combustion mode in an inclined detonation wave in a ramjet engine allows increasing the specific thrust of the engine thrust in comparison with a traditional hypersonic air jet engine with diffusion combustion, starting from the flight Mach number M = 12. According to estimates of this work, the gain in the specific impulse of an engine with combustion behind an inclined detonation wave increases with the increase in the flight Mach number, where the efficiency of a hypersonic ramjet decreases sharply. With the Mach number M = 16, according to estimates of the aforementioned work, this gain in specific impulse can reach almost 30%.
Реализация горения в наклонной детонационной волне требует создания наклонной ударной волны, которая запускает процесс горения при повышении давления и температуры за ней. Однако практическое осуществление режима горения в наклонной детонационной волне с учетом реального кинетического механизма химических реакций требует больших длин формирования наклонной детонационной волны из-за большого времени индукции за фронтом ударной волны. Это приводит к существенному удлинению камеры сгорания, что сопровождается ростом весогабаритных характеристик конструкций таких двигателей, или делает ее практически нереализуемой из-за невозможности сформировать наклонную детонационную волну на приемлемой с практической точки зрения длине (А.М.Старик, Н.С.Титова. Кинетика и катализ. 2003, т.44, №1, с.35-46). Поэтому сокращение длины зоны формирования наклонной детонационной волны является ключевой проблемой реализации концепции прямоточного двигателя с горением в наклонной детонационной волне.The implementation of combustion in an inclined detonation wave requires the creation of an inclined shock wave, which starts the combustion process with increasing pressure and temperature behind it. However, the practical implementation of the combustion regime in an inclined detonation wave, taking into account the real kinetic mechanism of chemical reactions, requires large formation lengths of the inclined detonation wave due to the long induction time behind the shock wave front. This leads to a significant lengthening of the combustion chamber, which is accompanied by an increase in the weight and size characteristics of the designs of such engines, or makes it practically unrealizable due to the inability to form an inclined detonation wave at an acceptable length from a practical point of view (A.M. Starik, N.S. Titova. Kinetics and Catalysis. 2003, v. 44, No. 1, pp. 35-46). Therefore, reducing the length of the zone of formation of an inclined detonation wave is a key problem in implementing the concept of a ramjet engine with combustion in an inclined detonation wave.
В основу изобретения положена задача создания способа организации горения в гиперзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе и гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя, позволяющих повысить эффективность двигателя путем сокращения длины зоны формирования наклонной детонационной волны.The basis of the invention is the creation of a method of organizing combustion in a hypersonic ramjet engine and a hypersonic ramjet engine, which can improve engine efficiency by reducing the length of the formation zone of an inclined detonation wave.
Техническим результатом является интенсификация горения за счет повышения скорости химических реакций горения в гиперзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе путем возбуждения молекул окислителя О2 во второе электронно-возбужденное состояние 
Техническим результатом является также повышение эффективности гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя за счет интенсификации химических реакций горения и увеличения импульса тяги.The technical result is also an increase in the efficiency of a hypersonic ramjet due to the intensification of chemical combustion reactions and an increase in traction impulse.
Суть изобретения заключается в увеличении физической скорости энерговыделения и сокращении длины зоны формирования наклонной детонационной волны (сокращении зоны индукции в сверхзвуковом потоке).The essence of the invention is to increase the physical rate of energy release and reduce the length of the zone of formation of an inclined detonation wave (reduction of the induction zone in a supersonic flow).
Поставленная задача решается тем, что в способе организации горения в гиперзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе, включающем подачу топлива в сверхзвуковой воздушный поток и организацию горения полученного сверхзвукового потока топливовоздушной смеси формированием плоской наклонной ударной волны и инициированием стационарной наклонной детонационной волны, сверхзвуковой поток топливовоздушной смеси дополнительно перед формированием плоской наклонной ударной волны облучают лазерным многократно отраженным излучением с частотой, резонансно совпадающей с частотой линии поглощения молекулярного кислорода из основного электронного состояния в возбужденное метастабильное состояние.The problem is solved in that in the method of organizing combustion in a hypersonic ramjet engine comprising supplying fuel to a supersonic air stream and organizing the combustion of the resulting supersonic flow of the air-fuel mixture by forming a flat oblique shock wave and initiating a stationary oblique detonation wave, the supersonic flow of the air-fuel mixture Before the formation of a plane inclined shock wave, the laser is repeatedly reflected by laser radiation m with a frequency coinciding with the resonant frequency of the absorption line of molecular oxygen from the electronic ground state to an excited metastable state.
Частота лазерного излучения составляет примерно 3.93×1014 с-1.The laser frequency is approximately 3.93 × 10 14 s -1 .
Поставленная задача решается также тем, что гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель, содержащий удлиненный корпус, на одном конце которого имеется вход для воздуха как окислителя топлива, промежуточная часть корпуса оборудована как камера сгорания и снабжена устройством для ввода топлива и клиновидным телом с вершиной клина, обращенной навстречу сверхзвуковому потоку, снабжен источником лазерного излучения с частотой, резонансно совпадающей с частотой линии поглощения молекулярного кислорода из основного электронного состояния в возбужденное метастабильное состояние 
Целесообразно в качестве источника лазерного излучения использовать волоконный лазер с диодной накачкой (см., например, И.А.Буфетов, М.М.Бубнов и др. Квантовая электроника 35. №4 (2005), с.328).It is advisable to use a diode-pumped fiber laser as a source of laser radiation (see, for example, I. A. Bufetov, M. M. Bubnov, and others. Quantum Electronics 35. No. 4 (2005), p. 328).
Частота лазерного излучения составляет ν примерно 3.93×1014 с-1 и соответствует частоте в области длин волн излучения: ≈762 нм.The laser radiation frequency is ν of approximately 3.93 × 10 14 s -1 and corresponds to a frequency in the region of radiation wavelengths: ≈762 nm.
В дальнейшем изобретение поясняется описанием и чертежами, где:The invention is further explained in the description and drawings, where:
на фиг.1 показана принципиальная схема организации горения в сверхзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе, согласно изобретению,figure 1 shows a schematic diagram of the organization of combustion in a supersonic ramjet engine, according to the invention,
на фиг.2 - вид А-А принципиальной схемы фиг.1.figure 2 is a view aa of the schematic diagram of figure 1.
Для осуществления горения в гиперзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе топливо подают в сверхзвуковой воздушный поток и организуют горение полученного сверхзвукового потока топливовоздушной смеси формированием плоской наклонной ударной волны и инициированием стационарной наклонной детонационной волны.To carry out combustion in a supersonic ramjet engine, the fuel is fed into a supersonic air stream and the combustion of the resulting supersonic stream of the air-fuel mixture is organized by the formation of a plane oblique shock wave and the initiation of a stationary oblique detonation wave.
В качестве топлива может быть применено топливо на основе водорода (Н2). Согласно изобретению сверхзвуковой поток топливовоздушной смеси перед формированием плоской наклонной ударной волны дополнительно облучают многократно отраженным лазерным излучением с частотой, резонансно совпадающей с частотой линии поглощения молекулярного кислорода из основного электронного состояния в возбужденное метастабильное состояние. Эта частота составляет примерно 3.93×1014 с-1 и соответствует частоте в области длин волн излучения: ≈762 нм.As fuel, hydrogen-based fuel (H 2 ) can be used. According to the invention, the supersonic flow of the air-fuel mixture before the formation of a plane inclined shock wave is additionally irradiated with repeatedly reflected laser radiation with a frequency that resonantly coincides with the frequency of the absorption line of molecular oxygen from the ground electronic state to the excited metastable state. This frequency is approximately 3.93 × 10 14 s -1 and corresponds to a frequency in the region of radiation wavelengths: ≈762 nm.
Известно, что поглощение лазерного излучения молекулами кислорода возможно на указанной частоте в области длин волн ≈762 нм. См., например, «Н.И Липатов, А.С.Бирюков, Э.С.Гулямова. Квантовая электроника 38. №13, 1179 (2008)». Возбужденные молекулы в результате межмолекулярных соударений переходят далее в синглетное состояние О2 (А 1Δg) и становятся более активными в преодолении активационного барьера химической реакции окисления, поэтому процесс окисления горючего происходит с гораздо большей скоростью и зона индукции значительно сокращается.It is known that the absorption of laser radiation by oxygen molecules is possible at the indicated frequency in the wavelength region ≈762 nm. See, for example, N. N. Lipatov, A. S. Biryukov, E. S. Gulyamova. Quantum Electronics 38. No. 13, 1179 (2008). ” Excited molecules as a result of intermolecular collisions go further into the singlet state of O 2 (A 1Δg) and become more active in overcoming the activation barrier of the chemical oxidation reaction, so the process of fuel oxidation occurs at a much greater rate and the induction zone is significantly reduced.
При облучении сверхзвукового потока топливовоздушной смеси перед формированием плоской наклонной ударной волны лазерным излучением с частотой, резонансно совпадающей с частотой линии поглощения молекулярного кислорода из основного электронного состояния в возбужденное метастабильное состояние, происходит возбуждение молекул окислителя О2 в электронно-возбужденное состояние 
Увеличение физической скорости энерговыделения и сокращение ее зоны индукции в сверхзвуковом потоке приводит к повышению эффективности горения в сверхзвуковых топливовоздушных потоках.An increase in the physical rate of energy release and a decrease in its induction zone in a supersonic flow leads to an increase in the efficiency of combustion in supersonic air-fuel flows.
Принципиальная схема гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя, реализующего способ согласно изобретению, представлена на фиг.1 и 2.A schematic diagram of a hypersonic ramjet engine that implements the method according to the invention is presented in figures 1 and 2.
Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит удлиненный корпус, на одном конце которого имеется вход для воздуха как окислителя топлива в виде воздухозаборника. Воздухозаборник двигателя щелевого типа образован пластинами 1 и 2 и боковыми пластинами, которые не показаны, чтобы не загромождать рисунок.The hypersonic ramjet engine contains an elongated housing, at one end of which there is an inlet for air as a fuel oxidizer in the form of an air intake. The slotted engine air intake is formed by
Промежуточная часть 6 корпуса оборудована как камера сгорания и снабжена устройством 5 для ввода топлива, например инжектором водорода, и клиновидным телом (клином) 4 стабилизации детонационной волны. Вершина клина 4 обращена навстречу сверхзвуковому потоку.The
Промежуточная часть 6 служит для смешения окислителя топлива и сгорания полученной смеси с формированием плоской наклонной ударной волны и инициированием стационарной наклонной детонационной волны 7.The
Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель, согласно изобретению, снабжен источником 12 лазерного излучения с частотой, резонансно совпадающей с частотой линии поглощения молекулярного кислорода из основного электронного состояния в возбужденное метастабильное состояние, который установлен перед клином 4 и формирует область воздействия лазерного излучения 9, с отражателями излучения 10 и 11, лучей (Ye×lp), установленными перед вершиной клина 4, площадью сечения пучка лучей (Ye×lp).The hypersonic ramjet engine according to the invention is provided with a laser radiation source 12 with a frequency that resonantly coincides with the frequency of the molecular oxygen absorption line from the ground electronic state to the excited metastable state, which is installed in front of the
Целесообразно в качестве источника лазерного излучения использовать волоконный лазер с диодной накачкой (см., например, И.А.Буфетов, М.М.Бубнов и др. Квантовая электроника 35. №4 (2005), с.328).It is advisable to use a diode-pumped fiber laser as a source of laser radiation (see, for example, I. A. Bufetov, M. M. Bubnov, and others. Quantum Electronics 35. No. 4 (2005), p. 328).
Частота источника лазерного излучения составляет примерно: ν=3.93×1014 с-1 и соответствует частоте в области длин волн излучения: ≈762 нм.The frequency of the laser radiation source is approximately: ν = 3.93 × 10 14 s -1 and corresponds to a frequency in the region of radiation wavelengths: ≈762 nm.
Сокращение длины зоны индукции осуществляется воздействием на водородно-воздушную смесь лазерным излучением с площадью сечения пучка лучей (Ye×lp) в расчетной области перед клином 4 стабилизации детонационной волны.The reduction in the length of the induction zone is carried out by exposing the hydrogen-air mixture to laser radiation with a beam beam cross-sectional area (Ye × lp) in the calculation area before the
При обтекании сверхзвуковым потоком верхней пластины 1 с внешним углом, например 5°, образуются волновые возмущения в виде падающих и отраженных наклонных скачков уплотнения 3 на пластинах 1 и 2 воздухозаборника. На выходе области третьего скачка уплотнения располагается инжектор 5 подачи топлива в виде жидкого или газообразного водорода. После смешения под действием трехскачкового волнового возмущения на фронте третьего скачка в потоке развивается температура, достаточная для воспламенения водородно-воздушной смеси. После отражения скачка от нижней пластины 2 в области воспламенения образуется наклонная ударная волна, стабилизированная клинообразным встречным выступом с углом 8° при вершине клина 4, как показано на фиг.2.When a supersonic stream flows around the upper plate 1 with an external angle, for example, 5 °, wave disturbances are formed in the form of incident and reflected oblique shock waves of the
После детонационного фронта по потоку создается зона индукции непрерывного детонационного горения с повышенной температурой и сверхзвуковой скоростью истечения, создающая импульс тяги двигателя.After the detonation front, an induction zone of continuous detonation combustion with an elevated temperature and a supersonic flow rate is created along the flow, creating an engine thrust impulse.
Источником лазерного излучения может служить волоконный лазер, накачка которого может осуществляться с помощью светодиодов. Техника волоконных лазеров в настоящее время достигла высокого уровня, что позволяет (Н.И.Липатов, А.С.Бирюков, Э.С.Гулямова. Квантовая электроника 38. №13, 1179, 2008) перешагнуть киловаттный уровень выходной мощности излучения. Поэтому, несмотря на малый коэффициент поглощения лазерного излучения на указанном переходе молекулярного кислорода, можно получить достаточную концентрацию молекул синглетного кислорода в потоке, позволяющую инициировать непрерывное детонационное горение в сверхзвуковом потоке указанным способом.The source of laser radiation can be a fiber laser, which can be pumped using LEDs. The technology of fiber lasers has now reached a high level, which allows (N.I. Lipatov, A.S. Biryukov, E.S. Gulyamova. Quantum Electronics 38. No. 13, 1179, 2008) to step over the kilowatt level of the output radiation power. Therefore, despite the low absorption coefficient of laser radiation at the indicated transition of molecular oxygen, it is possible to obtain a sufficient concentration of singlet oxygen molecules in the flow, which allows initiating continuous detonation combustion in a supersonic flow in this way.
Кроме того, увеличивая длину оптического хода в облучаемом потоке, например, за счет повторного многократного прохождения возбуждающего излучения через облучаемую среду, можно также значительно увеличить концентрацию молекул синглетного кислорода на фронте наклонной детонационной волны и ускорить процесс горения на ее фронте.In addition, by increasing the length of the optical path in the irradiated stream, for example, by repeatedly passing the exciting radiation through the irradiated medium, one can also significantly increase the concentration of singlet oxygen molecules at the front of the inclined detonation wave and accelerate the combustion process at its front.
Длину оптического хода в облучаемом потоке согласно изобретению увеличивают за счет повторного многократного прохождения возбуждающего излучения через облучаемую среду с помощью отражающих излучение зеркал 10 и 11, расположенных на границах потока в соответствующих граничных областях Ye и lp (фиг.2). Это значительно увеличивает концентрацию молекул синглетного кислорода на фронте наклонной детонационной волны и ускоряет процесс химической реакции горения на ее фронте.The optical path length in the irradiated stream according to the invention is increased by repeatedly passing the exciting radiation through the irradiated medium using radiation-reflecting mirrors 10 and 11 located at the flow boundaries in the respective boundary regions Ye and lp (Fig. 2). This significantly increases the concentration of singlet oxygen molecules at the front of an inclined detonation wave and accelerates the chemical reaction of combustion at its front.
Применение предлагаемого способа и устройства позволяет заметно увеличить импульс тяги гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя и существенным образом улучшить его весогабаритные характеристики, что в совокупности, при реализации на практике, создает значительный технико-экономический эффект.The application of the proposed method and device can significantly increase the thrust momentum of a hypersonic ramjet engine and significantly improve its weight and size characteristics, which together, when implemented in practice, creates a significant technical and economic effect.
Claims (6)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010145251/06A RU2453719C1 (en) | 2010-11-09 | 2010-11-09 | Method of inducing combustion in hypersonic ramjet engine and hypersonic ramjet engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010145251/06A RU2453719C1 (en) | 2010-11-09 | 2010-11-09 | Method of inducing combustion in hypersonic ramjet engine and hypersonic ramjet engine |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2010145251A RU2010145251A (en) | 2012-05-20 |
| RU2453719C1 true RU2453719C1 (en) | 2012-06-20 |
Family
ID=46230098
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2010145251/06A RU2453719C1 (en) | 2010-11-09 | 2010-11-09 | Method of inducing combustion in hypersonic ramjet engine and hypersonic ramjet engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2453719C1 (en) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2542652C1 (en) * | 2013-09-18 | 2015-02-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Hypersonic ramjet engine |
| CN107084071A (en) * | 2017-04-20 | 2017-08-22 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | A kind of scramjet engine based on detonating combustion |
| RU2659415C1 (en) * | 2017-06-14 | 2018-07-02 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" | Pulse detonation initiation method |
| CN110425572A (en) * | 2019-07-23 | 2019-11-08 | 哈尔滨工业大学 | Porous single-column shape fuel supply structure for supersonic aircraft punching engine |
| WO2021226681A1 (en) * | 2020-05-11 | 2021-11-18 | Драгомир КОНСТАНТИНОВ | Device for passively reversing flows of pressurized fluid |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN112761822B (en) * | 2021-01-21 | 2021-12-10 | 中国科学院力学研究所 | Solid-liquid rocket engine combustion performance evaluation method and system |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2100530B2 (en) * | 1970-02-25 | 1974-01-11 | Snecma | |
| EP0401106B1 (en) * | 1989-05-29 | 1994-09-14 | Societe Europeenne De Propulsion | Reactor chamber and method of manufacture |
| RU2059825C1 (en) * | 1994-03-18 | 1996-05-10 | Научно-технический центр ассоциации предприятий и организаций строительного комплекса "Мосинжстрой" | Excavating working tool of tunnel shield |
| RU2142058C1 (en) * | 1997-11-18 | 1999-11-27 | Ермишин Александр Викторович | Detonation combustion pulse-jet engine |
| RU2285143C2 (en) * | 2004-12-10 | 2006-10-10 | Институт теоретической и прикладной механики СО РАН (ИТПМ СО РАН) | Method of organization of detonation combustion chamber of supersonic ramjet engine |
-
2010
- 2010-11-09 RU RU2010145251/06A patent/RU2453719C1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2100530B2 (en) * | 1970-02-25 | 1974-01-11 | Snecma | |
| EP0401106B1 (en) * | 1989-05-29 | 1994-09-14 | Societe Europeenne De Propulsion | Reactor chamber and method of manufacture |
| RU2059825C1 (en) * | 1994-03-18 | 1996-05-10 | Научно-технический центр ассоциации предприятий и организаций строительного комплекса "Мосинжстрой" | Excavating working tool of tunnel shield |
| RU2142058C1 (en) * | 1997-11-18 | 1999-11-27 | Ермишин Александр Викторович | Detonation combustion pulse-jet engine |
| RU2285143C2 (en) * | 2004-12-10 | 2006-10-10 | Институт теоретической и прикладной механики СО РАН (ИТПМ СО РАН) | Method of organization of detonation combustion chamber of supersonic ramjet engine |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2542652C1 (en) * | 2013-09-18 | 2015-02-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Hypersonic ramjet engine |
| CN107084071A (en) * | 2017-04-20 | 2017-08-22 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | A kind of scramjet engine based on detonating combustion |
| CN107084071B (en) * | 2017-04-20 | 2018-06-05 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | A kind of scramjet engine based on detonating combustion |
| RU2659415C1 (en) * | 2017-06-14 | 2018-07-02 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" | Pulse detonation initiation method |
| CN110425572A (en) * | 2019-07-23 | 2019-11-08 | 哈尔滨工业大学 | Porous single-column shape fuel supply structure for supersonic aircraft punching engine |
| WO2021226681A1 (en) * | 2020-05-11 | 2021-11-18 | Драгомир КОНСТАНТИНОВ | Device for passively reversing flows of pressurized fluid |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2010145251A (en) | 2012-05-20 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2453719C1 (en) | Method of inducing combustion in hypersonic ramjet engine and hypersonic ramjet engine | |
| O’Briant et al. | Laser ignition for aerospace propulsion | |
| US6062018A (en) | Pulse detonation electrical power generation apparatus with water injection | |
| Yu et al. | Fuel injection and flame stabilization in a liquid-kerosene-fueled supersonic combustor | |
| US8539752B2 (en) | Integrated deflagration-to-detonation obstacles and cooling fluid flow | |
| US8683780B2 (en) | Gas turbine engine and pulse detonation combustion system | |
| JP4555654B2 (en) | Two-stage pulse detonation system | |
| US7739867B2 (en) | Compact, low pressure-drop shock-driven combustor | |
| RU2326263C1 (en) | Method of inflammation of fuel components in rocket engine combustion chamber and device realising this method (variants) | |
| RU2459150C2 (en) | Detonation combustion method of flammable mixtures, and device for its implementation | |
| WO2003089773A1 (en) | Stationary detonation combustor, and stationary detonation wave generating method | |
| CN112361379A (en) | Ignition structure of supersonic concave cavity combustion chamber and scramjet engine | |
| RU2454607C1 (en) | Method for stabilisation of fuel combustion process in combustion chamber, and combustion chamber of straight-jet engine of aircraft | |
| RU2391528C2 (en) | Intermittent-cycle air-jet engine | |
| Bezgin et al. | Numerical analysis of combustion of a hydrogen–air mixture in an advanced ramjet combustor model during activation of O 2 molecules by resonant laser radiation | |
| RU2496997C2 (en) | Ice and method of its operation | |
| US9862498B2 (en) | Laser-charged high-speed propulsion system and method for production of high-powered laser | |
| RU2481484C2 (en) | Hypersonic ramjet engine | |
| RU2529935C1 (en) | Hypersonic ramjet engine and concept of combustion | |
| US11204002B2 (en) | Ignition device and ignition method | |
| RU2513527C1 (en) | Gas turbine engine combustion chamber and method of its operation | |
| RU2542652C1 (en) | Hypersonic ramjet engine | |
| Lee et al. | A novel supersonic injection scheme for laser induced breakdown ignition | |
| RU2432483C1 (en) | Intermittent detonation engine | |
| Nagaraju et al. | Numerical analysis of plasma combustion in scramjet engine-A review |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20201110 |