RU2507409C1 - Burnable nozzle of ramjet - Google Patents

Burnable nozzle of ramjet Download PDF

Info

Publication number
RU2507409C1
RU2507409C1 RU2012127547/06A RU2012127547A RU2507409C1 RU 2507409 C1 RU2507409 C1 RU 2507409C1 RU 2012127547/06 A RU2012127547/06 A RU 2012127547/06A RU 2012127547 A RU2012127547 A RU 2012127547A RU 2507409 C1 RU2507409 C1 RU 2507409C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
nozzle
burnable
elements
chemical potential
erosion resistance
Prior art date
Application number
RU2012127547/06A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2012127547A (en
Inventor
Евгений Валентинович Суриков
Original Assignee
Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России)
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 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) filed Critical Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России)
Priority to RU2012127547/06A priority Critical patent/RU2507409C1/en
Publication of RU2012127547A publication Critical patent/RU2012127547A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2507409C1 publication Critical patent/RU2507409C1/en

Links

Images

Landscapes

  • Testing Of Engines (AREA)
  • Pressure Welding/Diffusion-Bonding (AREA)

Abstract

FIELD: engines and pumps.
SUBSTANCE: burnable nozzle of ramjet is arranged inside mid-flight nozzle and composed of two interconnected elements to make acceleration mode nozzle in acceleration from subsonic to transonic and from transonic to supersonic ranges. Lengthwise ducts plugged on the side of afterburner to make a set of pylons are arranged at outer side of nozzle elements and secured to engine mid-flight nozzle inner surface. Nozzle elements are made of material wit high thermal erosion resistance to combustion products with reduction chemical potential and low thermal erosion resistance to combustion products with oxidation chemical potential.
EFFECT: higher reliability of burnable nozzle in acceleration mode and efficiency of mid-flight nozzle in ramjet mode.
4 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к машиностроению, а именно к комбинированным ракетно-прямоточным двигателям.The invention relates to mechanical engineering, namely to combined direct-flow rocket engines.

В настоящее время на летательных аппаратах (ЛА) находят применение комбинированные ракетно-прямоточные двигатели (КРПД). Существенным недостатком таких двигателей является низкий уровень тяги при нулевой скорости движения. Для быстрого достижения величины скорости движения ЛА, требуемой для эффективной работы прямоточной маршевой ступени КРПД, обычно используется заряд твердого ракетного топлива, который размещается в камере дожигания прямоточной ступени двигателя. Передняя часть камеры дожигания снабжена, по меньшей мере, одним патрубком, к которому пристыковано воздухозаборное устройство (ВЗУ) и через которое, при работе КРПД на прямоточном режиме, в камеру дожигания поступает набегающий воздушный поток. Воздух, являющийся основным рабочим телом, обеспечивает процесс дожигания продуктов газогенерации КРПД. При работе стартовой ступени вход воздуха герметично закрыт.At present, on aircrafts (LA), combined-propelled rocket-propelled engines (KRPD) are used. A significant drawback of such engines is the low level of traction at zero speed. To quickly achieve the value of the aircraft speed required for the efficient operation of the ramjet direct-flow march stage, a solid rocket fuel charge is usually used, which is placed in the afterburning engine stage afterburning chamber. The front part of the afterburning chamber is equipped with at least one branch pipe to which the air intake device (VZU) is docked and through which, when the KPDD is operating in direct-flow mode, an incoming air flow enters the afterburning chamber. The air, which is the main working fluid, provides the process of afterburning of gas generation products of the gas distribution circulator. During operation of the start stage, the air inlet is hermetically closed.

Оптимальные геометрические характеристики сопла маршевой прямоточной и стартовой разгонной ступеней существенно различаются. Маршевое сопло для использования в режиме разгона непригодно из-за переразмеренности. В начальный период применения КРПД сопло, обеспечивающее оптимальные характеристики интегрированной стартовой ступени, было сбрасываемым. После быстрого выгорания заряда стартового ракетного топлива, когда ЛА приобретал необходимую скорость полета, сопло стартовой ступени выбрасывалось в окружающую среду. Поскольку сопло, как правило, было толстостенным и имело значительную массу, то ее заранее непредсказуемое движение в окружающей среде представляло опасность для других ЛА. В последнее время одним из основных требований, предъявляемых к ряду разрабатываемых КРПД, является отсутствие сбрасываемых элементов.The optimal geometric characteristics of the nozzle of the marching once-through and starting booster stages are significantly different. Marching nozzle for use in acceleration mode is unsuitable due to oversize. In the initial period of application of the CJC, the nozzle providing the optimal characteristics of the integrated launch stage was resettable. After a quick burning out of the charge of the starting rocket fuel, when the aircraft acquired the necessary flight speed, the nozzle of the launch stage was released into the environment. Since the nozzle, as a rule, was thick-walled and had a significant mass, its unpredictable movement in the environment in advance was dangerous for other aircraft. Recently, one of the main requirements for a number of developed KRAP is the lack of discharged elements.

Таким образом, трудности обеспечения эффективного разгонного режима при наличии требования по отсутствию сбрасываемых элементов являются серьезным недостатком, ограничивающим применение КРПД.Thus, the difficulties of ensuring an effective overclocking mode when there is a requirement for the absence of discharged elements are a serious drawback that limits the use of the FDC.

Известно устройство сопла для ракеты с прямоточным воздушно-реактивным двигателем (патент Японии №3143654, МПК F02K 7/18, опубликовано 15.04.1993 г.), где стартовое сопло выгорает под воздействием высокотемпературных продуктов сгорания топлива на маршевом режиме работы прямоточного двигателя. Стойкость стартового сопла на режиме разгона обеспечивается охлаждением его огневой стенки. С этой целью на ЛА содержится система, которая осуществляет подачу хладагента через специальные каналы огневой стенки стартового сопла в начале режима разгона и прекращение подачи хладагента по окончании работы стартовой ступени. Хладагент, нагретый в тракте охлаждения, сбрасывается за борт ЛА. Наличие расходуемого хладагента и системы его подачи существенно ухудшает габаритно-массовые характеристики ЛА. Процесс термического разрушения данной конструкции может сопровождаться выносом крупных фрагментов стартового сопла в окружающее пространство.A device is known for a nozzle for a rocket with a ramjet engine of Japan (Japanese patent No. 3143654, IPC F02K 7/18, published April 15, 1993), where the launch nozzle burns out under the influence of high-temperature products of fuel combustion in the march mode of the ramjet engine. The stability of the starting nozzle during acceleration is ensured by cooling its fire wall. For this purpose, the aircraft contains a system that delivers refrigerant through special channels of the fire wall of the launch nozzle at the beginning of the acceleration mode and stops the flow of refrigerant at the end of the launch stage. The refrigerant heated in the cooling path is discharged overboard the aircraft. The presence of consumed refrigerant and its supply system significantly affects the overall mass characteristics of the aircraft. The process of thermal destruction of this design can be accompanied by the removal of large fragments of the starting nozzle into the surrounding space.

Наиболее близким техническим решением, выбранным в качестве наиболее близкого аналога, является ракетный двигатель твердого топлива (РДТТ) с выгорающим соплом из топлива с упрочняющими волокнами (патент США №4574700, МПК C06D 5/06, опубл. 1984 г.), где в качестве выгораемого сопла используется часть заряда из твердого топлива с относительно малой скоростью горения. В это топливо при изготовлении вводятся волокна (~9% по массе) марки «Kevlar» диаметром 1…2 мкм и длиной 0,25…0,75 см для увеличения эрозионной стойкости. Технология изготовления такого составного заряда достаточно сложная. Кроме того, значительный разгар сопла происходит с самого начала работы разгонной ступени. Рабочий процесс носит существенно нестационарный характер и является трудно прогнозируемым. Это приводит к существенному снижению термодинамической эффективности. Удельный импульс топлива снижается на 10…20% по отношению к варианту использования оптимального сопла. Баллистические характеристики выгорания топлива существенно зависят и от температуры заряда топлива, которая может меняться в широком диапазоне. Это увеличивает нестабильность характеристик разгонного режима.The closest technical solution, selected as the closest analogue, is a solid fuel rocket engine (solid propellant rocket engine) with a burnable nozzle made of fuel with reinforcing fibers (US patent No. 4574700, IPC C06D 5/06, publ. 1984), where as a burnable nozzle uses part of the charge of solid fuel with a relatively low burning rate. In the manufacture of this fuel, fibers (~ 9% by weight) of the Kevlar brand with a diameter of 1 ... 2 microns and a length of 0.25 ... 0.75 cm are introduced to increase erosion resistance. The manufacturing technology of such a composite charge is quite complicated. In addition, a significant height of the nozzle occurs from the very beginning of the booster stage. The workflow is substantially unsteady and difficult to predict. This leads to a significant decrease in thermodynamic efficiency. The specific impulse of fuel is reduced by 10 ... 20% in relation to the variant of using the optimal nozzle. The ballistic characteristics of fuel burnout also depend significantly on the temperature of the fuel charge, which can vary over a wide range. This increases the instability of the characteristics of the overclocking mode.

Целью заявляемого технического решения является улучшение термодинамической эффективности режима разгона ЛА с КРПД и повышение надежности работы двигателя в момент перехода от стартового к маршевому режиму.The purpose of the proposed technical solution is to improve the thermodynamic efficiency of the acceleration mode of the aircraft with the engine and the engine and increase the reliability of the engine at the time of transition from the starting to the marching mode.

Указанная цель достигается тем, что выгораемое сопло комбинированного ракетно-прямоточного двигателя, размещенное во внутренней полости сопла маршевого режима, выполнено по меньшей мере из двух элементов, соединенных друг с другом с возможностью формирования тракта сопла разгонного режима от дозвуковой до трансзвуковой и от трансзвуковой до сверхзвуковой областей, с внешней стороны элементов сопла выполнены продольные каналы, заглушенные со стороны камеры дожигания и образующие систему пилонов, которые с внешней стороны прикреплены к внутренней поверхностью маршевого сопла двигателя, причем выгораемое сопло выполнено из материала, обладающего высокой термоэрозионной стойкостью к продуктам сгорания с восстановительным химическим потенциалом и низкой термоэрозионной стойкостью продуктам сгорания с окислительным химическим потенциалом.This goal is achieved by the fact that the burnable nozzle of the combined rocket-ram engine, located in the internal cavity of the marching nozzle, is made of at least two elements connected to each other with the possibility of forming the path of the accelerating nozzle from subsonic to transonic and from transonic to supersonic areas on the outer side of the nozzle elements are longitudinal channels muffled from the side of the afterburner and forming a system of pylons, which are attached on the outside to the inner surface of the marching nozzle of the engine, and the burnable nozzle is made of a material having high thermal erosion resistance to combustion products with reducing chemical potential and low thermal erosion resistance to combustion products with oxidizing chemical potential.

При этом количество пилонов должно быть не менее трех толщиной 1-10 мм. В качестве материала для изготовления выгораемого сопла использованы углеродные и/или композиционные углерод-углеродные материалы. На выгораемое сопло комбинированного ракетно-прямоточного двигателя с внешней стороны выгораемого сопла со стороны камеры дожигания нанесен высокотемпературный клей, обеспечивающий фиксацию выгораемого сопла в полости сопла маршевого режима КРПД.In this case, the number of pylons must be at least three with a thickness of 1-10 mm. As a material for the manufacture of a burnable nozzle, carbon and / or composite carbon-carbon materials were used. A high-temperature glue is applied to the burnable nozzle of the combined ramjet engine from the outside of the burnable nozzle from the side of the afterburning chamber, which ensures the fixation of the burnable nozzle in the nozzle cavity of the cruise control engine.

На фиг.1 представлен продольный разрез маршевого и выгораемого сопла по пилонам.Figure 1 shows a longitudinal section of a marching and burnable nozzle along the pylons.

На фиг.2 представлен продольный разрез маршевого и выгораемого сопел в области между пилонами.Figure 2 presents a longitudinal section of the marching and burnable nozzles in the area between the pylons.

На фиг.3 представлен поперечный разрез маршевого и выгораемого сопел в трансзвуковой области.Figure 3 presents a cross section of the marching and burnable nozzles in the transonic region.

Выгораемое сопло разгонного режима комбинированного ракетно-прямоточного двигателя расположено внутри полости сопла 1 маршевого режима работы и состоит из двух элементов: переднего элемента 2 и заднего элемента 3. Передняя часть - элемент 2 формирует тракт сужения до трансзвуковой области, а задняя часть - элемент 3 формирует тракт расширения от трансзвуковой до сверхзвуковой области.The burn-out nozzle of the acceleration mode of the combined rocket-ram engine is located inside the cavity of the nozzle 1 of the march operation mode and consists of two elements: the front element 2 and the rear element 3. The front part - element 2 forms a narrowing path to the transonic region, and the rear part - element 3 forms extension path from transonic to supersonic region.

Контактные поверхности элементов выгораемого сопла герметично соединяются путем склеивания с внутренней поверхностью маршевого сопла 1 и друг с другом. Результирующая газодинамических сил, действующих на внутреннюю поверхность элементов 2 и 3 выгораемого сопла, направлена в сторону маршевого сопла, что способствует их взаимному прижатию. С внешней стороны элементов 2 и 3 выгораемого сопла стартового режима выполнены продольные профилированные пазы, образующие систему пилонов.The contact surfaces of the elements of the burnable nozzle are hermetically connected by gluing with the inner surface of the march nozzle 1 and with each other. The resulting gas-dynamic forces acting on the inner surface of elements 2 and 3 of the burnable nozzle are directed towards the march nozzle, which contributes to their mutual pressing. On the outside of the elements 2 and 3 of the burn-out nozzle of the starting mode, longitudinal profiled grooves are made forming a system of pylons.

К маршевому соплу 1 внешние поверхности пилонов приклеиваются с использованием высокотемпературного клея, количество и профиль пилонов выбирается в зависимости от характеристик материала стартового сопла и действующих на режиме разгона нагрузок. Образующиеся между пилонами каналы со стороны камеры дожигания заглушены. Детали выгораемого сопла выполнены из материала, обладающего высокой термоэрозионной стойкостью и прочностью при воздействии высокотемпературных продуктов сгорания твердого топлива с восстановительным химическим потенциалом и низкой термоэрозионной стойкостью по отношению к высокоэнтальпийным потокам с окислительным химическим потенциалом. Прежде всего, к таким материалам относятся углеродные и композиционные углерод-углеродные материалы. Скорость терморазрушения данных материалов в окислительной среде вырастает на порядок по сравнению с воздействием на них потоков с восстановительным химическим потенциалом. В отличие от металлических и других конструкционных материалов, при сгорании углеродных и композиционных углерод-углеродных материалов процесс плавления отсутствует, а продукты сгорания в среде кислорода воздуха представляют собой газы (окись и двуокись углерода), а не конденсаты окислов, выхлоп которых, в определенном смысле, эквивалентен фрагментарному сбросу стартового сопла.To the march nozzle 1, the outer surfaces of the pylons are glued using high-temperature glue, the number and profile of the pylons is selected depending on the characteristics of the material of the starting nozzle and the loads acting on the acceleration mode. The channels formed between the pylons from the side of the afterburner are muffled. The details of a burnable nozzle are made of a material with high thermal erosion resistance and strength when exposed to high-temperature combustion products of solid fuels with reducing chemical potential and low thermal erosion resistance in relation to highly enthalpy flows with oxidizing chemical potential. First of all, such materials include carbon and composite carbon-carbon materials. The rate of thermal destruction of these materials in an oxidizing medium grows by an order of magnitude compared to the effect of flows with a reducing chemical potential on them. Unlike metal and other structural materials, there is no melting process during the combustion of carbon and composite carbon-carbon materials, and the products of combustion in atmospheric oxygen are gases (carbon monoxide and carbon dioxide), and not condensates of oxides, the exhaust of which, in a certain sense is equivalent to a fragmented reset of the starting nozzle.

Выгораемое сопло разгонного режима комбинированного ракетно-прямоточного двигателя работает следующим образом.The burnable nozzle of the acceleration mode of the combined rocket-ram engine works as follows.

На кратковременном разгонном режиме обеспечивается работа сопла с нормированным, незначительным уносом (0,1…0,3 мм/с) материала под воздействием высокоэнтальпийного потока продуктов сгорания стартового топлива с восстановительным химическим потенциалом.In the short-term acceleration mode, the nozzle operates with normalized, slight ablation (0.1 ... 0.3 mm / s) of the material under the influence of a high-enthalpy flow of combustion products of starting fuel with a reducing chemical potential.

После завершения разгонного режима начинает работать прямоточная ступень двигателя и детали стартового выгораемого сопла начинают омываться высокотемпературными продуктами с высоким окислительным химическим потенциалом.After completion of the acceleration mode, the direct-flow stage of the engine begins to work and the details of the starting burn-out nozzle begin to be washed by high-temperature products with a high oxidizing chemical potential.

Под их воздействием, в первую очередь, перегорают перемычки между пилонами элементов 2 и 3 выгораемого сопла, происходит значительное увеличение проходного сечения сопла и быстрое выгорание пилонов вследствие их обтекания потоком не только по внутренней торцевой, но и по боковым поверхностям. Наличие протока через выходной задний торец элемента 3 обеспечивает опережающее термохимическое разрушение пилонов в трансзвуковой и сверхзвуковой зонах сопла. Глухие каналы элемента 2 способствуют упрощению технологии изготовления заряда стартового топлива.Under their influence, in the first place, the jumpers between the pylons of the elements 2 and 3 of the burnable nozzle burn out, there is a significant increase in the nozzle passage and a quick burnout of the pylons due to their flow past the stream not only along the inner end, but also along the side surfaces. The presence of a duct through the outlet rear end of the element 3 provides advanced thermochemical destruction of the pylons in the transonic and supersonic zones of the nozzle. The deaf channels of element 2 contribute to the simplification of the manufacturing technology of the charge of the starting fuel.

В результате обеспечивается быстрый переход от геометрических характеристик сопла для разгонного режима к геометрии сопла маршевого режима работы РПД. Скорость такого перехода весьма важна для улучшения эффективности работы КРПД.The result is a quick transition from the geometric characteristics of the nozzle for the acceleration mode to the nozzle geometry of the marching mode of operation of the RPD. The speed of such a transition is very important to improve the efficiency of the CAPG.

Предварительные экспериментальные исследования показали, что положительный эффект достигается при числе пилонов не менее 3 и их толщине 1÷10 мм.Preliminary experimental studies have shown that a positive effect is achieved when the number of pylons is not less than 3 and their thickness is 1 ÷ 10 mm.

По сравнению с наиболее близким аналогом предлагаемое выгораемое сопло позволяет в максимальной мере реализовать оптимальные энергетические характеристики на разгонном режиме работы комбинированного ракетно-прямоточного двигателя, существенно уменьшить время перехода к номинальным параметрам маршевого режима, снизить зависимость процесса разрушения и уноса материала выгораемого сопла от режимов работы. Выполнение элементов выгораемого сопла из углеродных и композиционных углерод-углеродных материалов позволяет повысить надежность его работы на разгонном режиме и осуществить быстрый переход к геометрическим характеристикам маршевого сопла на прямоточном режиме работы двигателя.Compared with the closest analogue, the proposed burnable nozzle allows to maximize the optimal energy characteristics at the acceleration mode of the combined rocket-ram engine, significantly reduce the transition time to the nominal parameters of the march mode, and reduce the dependence of the process of destruction and ablation of the material of the burned nozzle on the operating modes. The implementation of the elements of the burnable nozzle from carbon and composite carbon-carbon materials allows to increase the reliability of its operation in the acceleration mode and to make a quick transition to the geometric characteristics of the march nozzle in the direct-flow engine operation mode.

Claims (4)

1. Выгораемое сопло комбинированного ракетно-прямоточного двигателя, размещенное во внутренней полости сопла маршевого режима, отличающееся тем, что выгораемое сопло выполнено из двух элементов, соединенных друг с другом с возможностью формирования тракта сопла разгонного режима от дозвуковой до трансзвуковой и от трансзвуковой до сверхзвуковой областей, с внешней стороны элементов сопла выполнены продольные каналы, заглушенные со стороны камеры дожигания и образующие систему пилонов, которые с внешней стороны прикреплены к внутренней поверхности маршевого сопла двигателя, причем элементы сопла выполнены из материала, обладающего высокой термоэрозионной стойкостью к продуктам сгорания с восстановительным химическим потенциалом и низкой термоэрозионной стойкостью к продуктам сгорания с окислительным химическим потенциалом.1. The burnable nozzle of the combined rocket-ram engine, located in the internal cavity of the marching mode nozzle, characterized in that the burnable nozzle is made of two elements connected to each other with the possibility of forming the path of the accelerating nozzle from subsonic to transonic and from transonic to supersonic , on the outer side of the nozzle elements there are longitudinal channels muffled from the side of the afterburner and forming a system of pylons, which are attached to the inner side from the outside the surface of the marching nozzle of the engine, and the nozzle elements are made of a material having high thermal erosion resistance to combustion products with a reducing chemical potential and low thermal erosion resistance to combustion products with an oxidizing chemical potential. 2. Выгораемое сопло по п.1, отличающееся тем, что в качестве материала, обладающего высокой термоэрозионной стойкостью к продуктам сгорания с восстановительным химическим потенциалом и низкой термоэрозионной стойкостью к продуктам сгорания с окислительным химическим потенциалом, использованы углеродный и/или композиционный углерод-углеродные материалы.2. The burnable nozzle according to claim 1, characterized in that carbon and / or composite carbon-carbon materials are used as a material having high thermal erosion resistance to combustion products with a reducing chemical potential and low thermal erosion resistance to combustion products with an oxidizing chemical potential . 3. Выгораемое сопло по п.1 или 2, отличающееся тем, что элементы сопла выполнены с количеством пилонов не менее трех толщиной от 1 до 10 мм.3. The burnable nozzle according to claim 1 or 2, characterized in that the nozzle elements are made with the number of pylons of at least three with a thickness of 1 to 10 mm. 4. Выгораемое сопло по п.3, отличающееся тем, что с внешней стороны выгораемого сопла со стороны камеры дожигания нанесен высокотемпературный клей, обеспечивающий фиксацию выгораемого сопла в полости сопла маршевого режима. 4. The burnable nozzle according to claim 3, characterized in that on the outside of the burnable nozzle from the side of the afterburning chamber a high-temperature adhesive is applied, which ensures the fixation of the burnable nozzle in the cavity of the marching nozzle.
RU2012127547/06A 2012-07-03 2012-07-03 Burnable nozzle of ramjet RU2507409C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2012127547/06A RU2507409C1 (en) 2012-07-03 2012-07-03 Burnable nozzle of ramjet

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2012127547/06A RU2507409C1 (en) 2012-07-03 2012-07-03 Burnable nozzle of ramjet

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2012127547A RU2012127547A (en) 2014-01-10
RU2507409C1 true RU2507409C1 (en) 2014-02-20

Family

ID=49884144

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2012127547/06A RU2507409C1 (en) 2012-07-03 2012-07-03 Burnable nozzle of ramjet

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2507409C1 (en)

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3167909A (en) * 1961-04-24 1965-02-02 Thompson Ramo Wooldridge Inc Self-cooled rocket nozzle
US4574700A (en) * 1984-11-15 1986-03-11 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Solid rocket motor with nozzle containing aromatic amide fibers
JP3143654B2 (en) * 1993-04-15 2001-03-07 防衛庁技術研究本部長 Nozzle for ram rocket
US6389801B1 (en) * 1998-12-17 2002-05-21 Daimlerchrysler Ag Jet propulsion power unit with non-metal components
RU2189483C2 (en) * 2000-11-22 2002-09-20 Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" Solid-propellant rocket engine
RU2421627C1 (en) * 2009-12-09 2011-06-20 Открытое акционерное общество "Корпорация "Московский институт теплотехники" (ОАО "Корпорация "МИТ") Rear cone

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3167909A (en) * 1961-04-24 1965-02-02 Thompson Ramo Wooldridge Inc Self-cooled rocket nozzle
US4574700A (en) * 1984-11-15 1986-03-11 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Solid rocket motor with nozzle containing aromatic amide fibers
JP3143654B2 (en) * 1993-04-15 2001-03-07 防衛庁技術研究本部長 Nozzle for ram rocket
US6389801B1 (en) * 1998-12-17 2002-05-21 Daimlerchrysler Ag Jet propulsion power unit with non-metal components
RU2189483C2 (en) * 2000-11-22 2002-09-20 Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" Solid-propellant rocket engine
RU2421627C1 (en) * 2009-12-09 2011-06-20 Открытое акционерное общество "Корпорация "Московский институт теплотехники" (ОАО "Корпорация "МИТ") Rear cone

Also Published As

Publication number Publication date
RU2012127547A (en) 2014-01-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US7225623B2 (en) Trapped vortex cavity afterburner
EP1605207B1 (en) Thrust augmentor for gas turbine engines
US6883302B2 (en) Methods and apparatus for generating gas turbine engine thrust with a pulse detonation thrust augmenter
US8776526B2 (en) Motor with solid fuel installed within combustion chamber and vortex generator installed on inner wall of combustion chamber
US7520123B2 (en) Mixing-enhancement inserts for pulse detonation chambers
US7779866B2 (en) Segmented trapped vortex cavity
US11149954B2 (en) Multi-can annular rotating detonation combustor
Billig Supersonic combustion ramjet missile
CN109139296B (en) Rocket-based combined cycle engine
SE542641C2 (en) Ramjet Engine, Hybrid
US10563619B2 (en) Aerospace turbofan engines
US5224344A (en) Variable-cycle storable reactants engine
JP5814651B2 (en) Ejector purge of the cavity adjacent to the exhaust flow path
US3095694A (en) Reaction motors
RU2403422C1 (en) Device and method (versions) to stabilise flame in turbojet engine afterburner chamber
CN201165916Y (en) Solid rocket engine
RU2507409C1 (en) Burnable nozzle of ramjet
RU2623134C1 (en) Solid fueled integrated straight-jet engine
JP5829278B2 (en) Propulsion systems for flying machines, especially missiles
RU2418969C2 (en) Turbojet engine
CN114352437A (en) Solid fuel stamping combined engine suitable for wide Mach number flight
Pelosi-Pinhas et al. Solid-fuel ramjet regulation by means of an air-division valve
RU2645373C1 (en) Turbo-jet engine and control method thereof
RU2362035C1 (en) Charge for solid rocket fuel
RU2517971C1 (en) Nozzle-free solid-propellant rocket engine