RU2529935C1 - Hypersonic ramjet engine and concept of combustion - Google Patents

Hypersonic ramjet engine and concept of combustion Download PDF

Info

Publication number
RU2529935C1
RU2529935C1 RU2013136389/06A RU2013136389A RU2529935C1 RU 2529935 C1 RU2529935 C1 RU 2529935C1 RU 2013136389/06 A RU2013136389/06 A RU 2013136389/06A RU 2013136389 A RU2013136389 A RU 2013136389A RU 2529935 C1 RU2529935 C1 RU 2529935C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
fuel
combustion
air
air intake
combustion chamber
Prior art date
Application number
RU2013136389/06A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Леонид Васильевич Носачев
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 RU2013136389/06A priority Critical patent/RU2529935C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2529935C1 publication Critical patent/RU2529935C1/en

Links

Images

Landscapes

  • Electrical Control Of Air Or Fuel Supplied To Internal-Combustion Engine (AREA)

Abstract

FIELD: engines and pumps.
SUBSTANCE: proposed ramjet comprises housing, air intake with central body accommodating fuel atomizer composed by gas-jet resonator with sharp edge connected by pylons with air intake, combustion chamber, igniter, nozzle, control system and solid-fuel cartridge for start acceleration. Concept of combustion consists in combustion of cartridge solid-fuel charge, air compression in air intake, generation of internal shock waves in engine flow section, feed of nano-dispersed fuel via atomizer into combustion chamber fuel including nanotubes with encapsulated hydrogen, initiation of pulsating fuel-air mix combustion in the chamber at 100-4000 Hz, expansion of combustion products and control over combustion conditions.
EFFECT: higher acceleration, better fuel combustion completeness, improved weight and size characteristics.
2 cl, 1 dwg

Description

Изобретение относится к авиационному двигателестроению, а именно к гиперзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателям (ГПВРД), и может быть использовано при разработке ГПВРД с разгоняющим твердотопливным картриджем.The invention relates to aircraft engines, and in particular to hypersonic ramjet engines (scramjet), and can be used in the development of scramjet with an accelerating solid fuel cartridge.

Выполненные расчетные и экспериментальные исследования показали, что успешная реализация гиперзвукового полета в атмосфере Земли возможна при комплексном решении таких проблем, как: снижение аэродинамического сопротивления и улучшение массогабаритных характеристик летательного аппарата, повышение полноты сгорания топлива и использование кислорода воздуха в качестве окислителя, а также решении проблем теплозащиты наиболее теплонапряженных элементов двигателя и летательного аппарата. Кроме этого следует иметь в виду, что ГПВРД не имеет стартовой тяги и ему необходим стартовый разгон.The performed computational and experimental studies have shown that the successful implementation of hypersonic flight in the Earth’s atmosphere is possible with a comprehensive solution to such problems as: reducing aerodynamic drag and improving the weight and size characteristics of the aircraft, increasing the completeness of fuel combustion and using air oxygen as an oxidizing agent, as well as solving problems thermal protection of the most heat-stressed elements of the engine and aircraft. In addition, it should be borne in mind that the scramjet does not have a starting thrust and it needs a starting acceleration.

Известен комбинированный ракетно-прямоточный двигатель (патент RU №2015390, МПК F02K 7/18, 1994), содержащий корпус, воздухозаборник, камеру сгорания, сопловой аппарат, топливную систему, воспламенитель, систему управления и установленный в камере сгорания на фиксаторах стартовый двигатель со своим корпусом и соплом.Known combined rocket and ramjet engine (patent RU No. 20155390, IPC F02K 7/18, 1994), comprising a housing, an air intake, a combustion chamber, a nozzle apparatus, a fuel system, an ignitor, a control system and a starting engine installed in the combustion chamber on latches with its own body and nozzle.

Недостатком известного комбинированного ракетно-прямоточного двигателя является дополнительный вес корпуса стартового двигателя и его сопла.A disadvantage of the known combined ramjet engine is the additional weight of the housing of the starting engine and its nozzle.

Известен также способ формирования рабочего процесса ракетно-прямоточного двигателя и устройство для его осуществления (патент RU №1833790 A1, МПК F02K 7/18, 1993), включающий сжигание твердотопливного заряда, сжатие воздуха в воздухозаборнике, подачу топливе, смешение воздуха с топливом и продуктами неполного сгорания топлива, дожигание топливовоздушной смеси в сталкивающихся сверхзвуковых струях, расширение продуктов горения в сопле и регулирование режима горения. При этом устройство для осуществления способа формирования рабочего процесса комбинированного ракетно-прямоточного двигателя содержит корпус, воздухозаборник, камеру дожигания, выходное сопло, топливную систему с форсункой и ракетный двигатель твердого топлива с камерой сгорания, сообщенной с камерой дожигания газоводами, образованными сверхзвуковыми кососрезанными соплами, связанными с приводами их вращения.There is also known a method of forming a working process of a ramjet engine and a device for its implementation (patent RU No. 1833790 A1, IPC F02K 7/18, 1993), which includes burning a solid fuel charge, compressing air in the air intake, supplying fuel, mixing air with fuel and products incomplete combustion of fuel, afterburning of the air-fuel mixture in colliding supersonic jets, expansion of combustion products in the nozzle and regulation of the combustion mode. Moreover, the device for implementing the method of forming the working process of the combined rocket-ram engine comprises a housing, an air intake, an afterburner, an output nozzle, a fuel system with a nozzle and a solid fuel rocket engine with a combustion chamber in communication with the afterburner by gas ducts formed by supersonic oblique nozzles connected by with drives for their rotation.

Недостатком известного способа формирования рабочего процесса ракетно-прямоточного двигателя и устройства для его осуществления является сложная организация столкновения сверхзвуковых струй и дожигания продуктов неполного сгорания топлива, а также ненадежная система вращения кососрезанных сопл с резонатором в условиях высоких температур и ударных нагрузок.The disadvantage of this method of forming the working process of a ramjet engine and a device for its implementation is the complex organization of a collision of supersonic jets and afterburning of products of incomplete combustion of fuel, as well as an unreliable system for rotating oblique nozzles with a resonator under conditions of high temperatures and shock loads.

Наиболее близким из известных технических решений к предлагаемому гиперзвуковому прямоточному воздушно-реактивному двигателю и способу организации рабочего процесса в нем является принятый за прототип гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель и способ организации горения (патент RU №2262000, МПК F02K 7/10, 2005), включающий корпус двигателя, воздухозаборник с центральным телом, топливную форсунку, расположенную перед воздухозаборником и соединенную пилонами с ним, камеру сгорания, воспламенитель и сопло. При этом способ организации горения в гиперзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе включает сжатие воздуха в воздухозаборнике, подачу топлива в камеру сгорания перед воздухозаборником в зону, образованную между топливной форсункой, пилонами и воздухозаборником, горение топливовоздушной смеси и последующее расширение продуктов горения в сопле.The closest known technical solutions to the proposed hypersonic ramjet engine and method of organizing the workflow in it is the hypersonic ramjet engine and method of combustion adopted for the prototype (patent RU No. 2262000, IPC F02K 7/10, 2005), including an engine casing, an air intake with a central body, a fuel nozzle located in front of the air intake and connected by pylons to it, a combustion chamber, an igniter and a nozzle. The method of organizing combustion in a hypersonic ramjet engine includes compressing air in the air intake, supplying fuel to the combustion chamber in front of the air intake in the area formed between the fuel nozzle, pylons and air intake, burning the air-fuel mixture and subsequent expansion of the combustion products in the nozzle.

Недостатком известного технического решения является протяженная зона подготовки и горения топливовоздушной смеси и низкая тяга двигателя без стартового разгона.A disadvantage of the known technical solution is the extended zone of preparation and combustion of the air-fuel mixture and low engine thrust without starting acceleration.

Задачей заявленного изобретения является создание ГПВРД с высокими уровнем тяги и топливной эффективностью в условиях стартового разгона.The objective of the claimed invention is the creation of a scramjet with a high level of traction and fuel efficiency in terms of starting acceleration.

Технический результат, получаемый при осуществлении изобретения, заключается в улучшении массогабаритных характеристик летательного аппарата с ГПВРД.The technical result obtained by carrying out the invention is to improve the overall dimensions of an aircraft with a scramjet.

Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что в гиперзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе, содержащем корпус, воздухозаборник с центральным телом, камеру сгорания, топливную форсунку, расположенную перед воздухозаборником и соединенную пилонами с ним, воспламенитель, сопло и систему управления, в прямоточной части двигателя установлен твердотопливный картридж с воздушными каналами, фиксатором положения и воспламенителем, соединенным с системой управления. Топливная форсунка установлена в центральном теле воздухозаборника и выполнена в виде газоструйного резонатора с острой передней кромкой, вход которого совмещен с носовой частью центрального тела и обращен навстречу набегающему потоку воздуха, внутренняя полость газоструйного резонатора соединена с топливной системой и его задняя и боковая стенки выполнены пористыми с управляемой скважностью.The solution of this problem and the technical result are achieved by the fact that in a straight-through flow chamber in a straight-through engine with a central body, an air intake with a central body, a combustion chamber, a fuel injector located in front of the air intake and connected by pylons, an igniter, a nozzle and a control system a part of the engine has a solid fuel cartridge with air channels, a position lock and an igniter connected to the control system. The fuel nozzle is installed in the central body of the air intake and is made in the form of a gas-jet resonator with a sharp front edge, the entrance of which is aligned with the nose of the central body and faces the incoming air flow, the internal cavity of the gas-jet resonator is connected to the fuel system and its rear and side walls are made porous with controlled duty cycle.

Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что в способе организации рабочего процесса в гиперзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе, включающем сжатие воздуха в воздухозаборнике, подачу топлива в камеру сгорания, генерирование внутренних ударных волн в проточной части двигателя, горение топливовоздушной смеси в камере сгорания, расширение продуктов горения в сопле и регулирование режима горения в камере сгорания, сжигают твердотопливный заряд картриджа, подают в камеру сгорания через топливную форсунку нанодисперсное топливо, содержащее углеродные нанотрубки с капсулированным в них водородом двумя потоками: через вход газоструйного резонатора навстречу набегающему потоку воздуха и через его пористые стенки с задержкой по времени на величину 0,1-0,9 Тт, где Тт - время полного сгорания твердотопливного заряда картриджа, и создают пульсирующий режим горения топливовоздушной смеси в камере сгорания с частотой в диапазоне от 100 до 4000 герц.The solution of this problem and the technical result are achieved by the fact that in the method of organizing a working process in a hypersonic ramjet engine, including compressing air in the air intake, supplying fuel to the combustion chamber, generating internal shock waves in the engine flow section, burning the air-fuel mixture in the combustion chamber , expanding the combustion products in the nozzle and regulating the combustion mode in the combustion chamber, burn the solid fuel charge of the cartridge, feed it into the combustion chamber through the fuel microdispersible fuel injector, comprising: carbon nanotubes encapsulated in them with hydrogen in two streams: the cavity through the inlet gas jet toward the oncoming air flow and through its porous walls with a time delay by an amount of 0.1-0.9 T m, where T m - full time the combustion of the solid fuel charge of the cartridge, and create a pulsating combustion mode of the air-fuel mixture in the combustion chamber with a frequency in the range from 100 to 4000 hertz.

На фигуре 1 приведена схема заявленного гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Двигатель содержит корпус 1, воздухозаборник 2 с центральным телом 3, камеру сгорания 4, воспламенитель 5, сопло 6, топливную форсунку 7, соединенную пилонами 8 с воздухозаборником 2 и выполненную в виде газоструйного резонатора 9 с острой передней кромкой 10, вход которого совмещен с носовой частью центрального тела 3 и обращен навстречу набегающему потоку воздуха 11. Внутренняя полость 12 газоструйного резонатора 9 соединена с топливной системой двигателя 13. Стенки 14 газоструйного резонатора 9 выполнены пористыми с управляемой скважностью. В проточной части двигателя установлен твердотопливный картридж 15 с воздушными каналами 16, фиксатором положения 17 и воспламенителем 5, соединенным с системой управления 19.The figure 1 shows a diagram of the claimed hypersonic ramjet engine. The engine comprises a housing 1, an air intake 2 with a central body 3, a combustion chamber 4, an ignitor 5, a nozzle 6, a fuel nozzle 7 connected by pylons 8 to an air intake 2 and made in the form of a gas-jet resonator 9 with a sharp front edge 10, the input of which is aligned with the nose part of the Central body 3 and is facing towards the oncoming air stream 11. The internal cavity 12 of the gas-jet resonator 9 is connected to the fuel system of the engine 13. The walls 14 of the gas-jet resonator 9 are made porous with a controlled duty cycle. A solid fuel cartridge 15 with air channels 16, a position lock 17 and an igniter 5 connected to the control system 19 is installed in the engine flow section.

Заявленный способ организации рабочего процесса в гиперзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе осуществляют следующим образом. Воспламенитель 5 после команды системы управления 19 поджигает твердотопливный заряд картриджа 15. Двигатель выводят на уровень тяги стартового разгона, набегающий поток воздуха 11 сжимают в воздухозаборнике 2, направляют в зону горения по воздушным каналам 16 и интенсифицирует процесс горения. В зависимости от программы полета и заданного темпа набора скорости в камеру сгорания 4 подают нанодисперсное топливо 20, содержащее углеродные нанотрубки с капсулированным в них водородом двумя потоками: через вход газоструйного резонатора 9 навстречу набегающему потоку 11 воздуха и через его пористые стенки 14 с задержкой по времени на величину 0,1-0,9 от времени полного сгорания твердотопливного заряда картриджа Тт. С помощью газоструйного резонатора 9 формируют пульсирующий режим топливопитания камеры сгорания 4 в частотном диапазоне от 100 до 4000 герц с интенсивным процессом смешения и подготовки к горению топливовоздушной смеси. После полного выгорания твердотопливного заряда картриджа 15 и завершения стартового разгона в проточной части двигателя генерируют систему внутренних ударных волн 18, способствующей переходу на двухстадийный режим горения с пульсирующей детонацией и высокой полнотой сгорания топлива.The claimed method of organizing a working process in a hypersonic ramjet engine is as follows. The igniter 5 after the command of the control system 19 ignites the solid fuel charge of the cartridge 15. The engine is brought to the starting acceleration thrust level, the incoming air stream 11 is compressed in the air intake 2, sent to the combustion zone through the air channels 16 and intensifies the combustion process. Depending on the flight program and the set rate of speed gain, a nanodispersed fuel 20 is fed into the combustion chamber 4, which contains carbon nanotubes with two streams of hydrogen encapsulated in them: through the inlet of the gas-jet resonator 9 towards the incoming air stream 11 and through its porous walls 14 with a time delay an amount of 0.1-0.9 times the complete combustion of the solid charge cartridge T m. Using a gas-jet resonator 9, a pulsating fuel supply mode of the combustion chamber 4 is formed in the frequency range from 100 to 4000 hertz with an intensive process of mixing and preparing for burning the air-fuel mixture. After the solid fuel charge of the cartridge 15 is completely burned out and the starting acceleration is completed, an internal shock wave system 18 is generated in the engine flow path, which contributes to the transition to a two-stage combustion mode with pulsating detonation and a high completeness of fuel combustion.

Таким образом, преимуществом заявленного гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя и способа организации рабочего процесса в нем является возможность обеспечить двухстадийный режим горения с пульсирующей детонацией, высокой полнотой сгорания топлива, повышенной топливной эффективностью и улучшить массогабаритные характеристики летательного аппарата с ГПВРД.Thus, the advantage of the claimed hypersonic ramjet engine and the method of organizing the workflow in it is the ability to provide a two-stage combustion mode with pulsating detonation, high fuel burn rate, increased fuel efficiency and improve the weight and size characteristics of the aircraft with scramjet engine.

Claims (2)

1. Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель, содержащий корпус, воздухозаборник с центральным телом, камеру сгорания, топливную форсунку, соединенную пилонами с воздухозаборником, воспламенитель, сопло и систему управления, отличающийся тем, что в проточной части двигателя установлен твердотопливный картридж с воздушными каналами, фиксатором положения и воспламенителем, соединенным с системой управления, топливная форсунка установлена в центральном теле воздухозаборника и выполнена в виде газоструйного резонатора с острой передней кромкой, вход которого совмещен с носовой частью центрального тела и обращен навстречу набегающему потоку воздуха, внутренняя полость газоструйного резонатора соединена с топливной системой и его задняя и боковая стенки выполнены пористыми с управляемой скважностью.1. A hypersonic ramjet engine comprising a housing, an air intake with a central body, a combustion chamber, a fuel nozzle connected by pylons to an air intake, an ignitor, a nozzle and a control system, characterized in that a solid fuel cartridge with air channels is installed in the engine flow passage, a position lock and an igniter connected to the control system, the fuel nozzle is installed in the central body of the air intake and is made in the form of a gas-jet resonator with the front edge, the entrance of which is aligned with the bow of the central body and faces the incoming air flow, the internal cavity of the gas-jet resonator is connected to the fuel system and its rear and side walls are made porous with controlled duty cycle. 2. Способ организации рабочего процесса в гиперзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе, включающий сжатие воздуха в воздухозаборнике, подачу топлива в камеру сгорания через топливную форсунку перед воздухозаборником, генерирование внутренних ударных волн в проточной части двигателя, горение топливовоздушной смеси в камере сгорания, расширение продуктов горения в сопле и регулирование режима горения, отличающийся тем, что сжигают твердотопливный заряд картриджа, в камеру сгорания через топливную форсунку перед воздухозаборником подают нанодисперсное топливо, содержащее углеродные нанотрубки с капсулированным в них водородом двумя потоками: через вход газоструйного резонатора навстречу набегающему потоку воздуха и через его пористые стенки с задержкой по времени на величину 0,1-0,9 от времени полного сгорания твердотопливного заряда картриджа и создают пульсирующий режим горения топливовоздушной смеси в камере сгорания с частотой в диапазоне от 100 до 4000 герц. 2. A method of organizing a working process in a hypersonic ramjet engine, including compressing air in the air intake, supplying fuel to the combustion chamber through the fuel nozzle in front of the air intake, generating internal shock waves in the engine duct, burning the air-fuel mixture in the combustion chamber, expanding combustion products in the nozzle and regulation of the combustion mode, characterized in that the solid fuel charge of the cartridge is burned into the combustion chamber through the fuel nozzle before the air intake a nanocompound fuel containing carbon nanotubes with hydrogen encapsulated in them in two streams is fed by the receiver: through the inlet of the gas-jet resonator towards the incoming air stream and through its porous walls with a time delay of 0.1-0.9 of the time the solid-fuel charge of the cartridge is completely burned and create a pulsating combustion mode of the air-fuel mixture in the combustion chamber with a frequency in the range from 100 to 4000 hertz.
RU2013136389/06A 2013-08-05 2013-08-05 Hypersonic ramjet engine and concept of combustion RU2529935C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2013136389/06A RU2529935C1 (en) 2013-08-05 2013-08-05 Hypersonic ramjet engine and concept of combustion

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2013136389/06A RU2529935C1 (en) 2013-08-05 2013-08-05 Hypersonic ramjet engine and concept of combustion

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2529935C1 true RU2529935C1 (en) 2014-10-10

Family

ID=53381490

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2013136389/06A RU2529935C1 (en) 2013-08-05 2013-08-05 Hypersonic ramjet engine and concept of combustion

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2529935C1 (en)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2627310C1 (en) * 2016-06-10 2017-08-07 Государственный научный центр Российской Федерации - федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр имени М.В. Келдыша" Ramjet engine with open-type gas generator and adjustable solid fuel flow
RU2688054C1 (en) * 2018-08-23 2019-05-17 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) Device for gasification of solid hydrocarbons for ramjet engine

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1375601A (en) * 1919-03-27 1921-04-19 Morize Ernest Propelling device for use on vehicles, marine vessels, or aircraft
DE3644020A1 (en) * 1985-12-30 1987-07-02 Fleckenstein Inc L W GAS COMPRESSOR FOR JET ENGINES
US5085048A (en) * 1990-02-28 1992-02-04 General Electric Company Scramjet including integrated inlet and combustor
RU2015390C1 (en) * 1992-09-01 1994-06-30 Тураевское машиностроительное конструкторское бюро "Союз" Combination ramjet-rocket engine

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1375601A (en) * 1919-03-27 1921-04-19 Morize Ernest Propelling device for use on vehicles, marine vessels, or aircraft
DE3644020A1 (en) * 1985-12-30 1987-07-02 Fleckenstein Inc L W GAS COMPRESSOR FOR JET ENGINES
US5085048A (en) * 1990-02-28 1992-02-04 General Electric Company Scramjet including integrated inlet and combustor
RU2015390C1 (en) * 1992-09-01 1994-06-30 Тураевское машиностроительное конструкторское бюро "Союз" Combination ramjet-rocket engine

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2627310C1 (en) * 2016-06-10 2017-08-07 Государственный научный центр Российской Федерации - федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр имени М.В. Келдыша" Ramjet engine with open-type gas generator and adjustable solid fuel flow
RU2688054C1 (en) * 2018-08-23 2019-05-17 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) Device for gasification of solid hydrocarbons for ramjet engine

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN112879178B (en) Solid rocket ramjet based on detonation combustion
US8539752B2 (en) Integrated deflagration-to-detonation obstacles and cooling fluid flow
JP5985613B2 (en) Turbo engine with detonation chamber and flying vehicle equipped with turbo engine
US20140196460A1 (en) Ramjet including a detonation chamber and aircraft comprising such a ramjet
CN107762661B (en) A kind of pulse-knocking injection ultra-combustion ramjet combined engine
US3535881A (en) Combination rocket and ram jet engine
US5224344A (en) Variable-cycle storable reactants engine
US5513571A (en) Airbreathing propulsion assisted gun-launched projectiles
CN108869095B (en) Boundary suction control method with stable and self-sustaining supersonic detonation
RU2439358C2 (en) Air ramjet engine operating on powder metal fluid
RU2529935C1 (en) Hypersonic ramjet engine and concept of combustion
RU2520784C1 (en) Setting of detonation combustion in combustion chamber of hypersonic ramjet
Braun New detonation concepts for propulsion and power generation
RU2387582C2 (en) Complex for reactive flight
RU2710740C1 (en) Method for formation and combustion of fuel mixture in detonation burning chamber of rocket engine
RU173530U1 (en) Powerplant hypersonic aircraft
US3280565A (en) External expansion ramjet engine
RU2511921C1 (en) Hypersonic propulsive jet engine, and combustion arrangement method
US3273334A (en) Ramjet missile
US2998705A (en) Pressure gain valveless combustior
Lu Prospects for detonations in propulsion
RU2315193C1 (en) Ramjet engine with lengthwise heat-mass distribution
RU187985U1 (en) HYPERSONIC AIRCRAFT ENGINE WITH RECTANGULAR AIR-REACTIVE ENGINE
RU2516735C1 (en) Hypersonic ramjet engine and concept of combustion
RU2347097C1 (en) Hypersonic pulse detonating engine and method of its functioning

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20150806