RU2585160C1 - Edward soloviev ramjet engine - Google Patents
Edward soloviev ramjet engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2585160C1 RU2585160C1 RU2014147063/06A RU2014147063A RU2585160C1 RU 2585160 C1 RU2585160 C1 RU 2585160C1 RU 2014147063/06 A RU2014147063/06 A RU 2014147063/06A RU 2014147063 A RU2014147063 A RU 2014147063A RU 2585160 C1 RU2585160 C1 RU 2585160C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- chamber
- air intake
- mini
- section
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Output Control And Ontrol Of Special Type Engine (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиации и может быть использовано в двигателестроении летательных аппаратов.The invention relates to the field of aviation and can be used in the engine manufacturing of aircraft.
Известен ««ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ» RU 2243400 [2], содержащий корпус, вал двигателя с установленным на нем компрессором, диффузор, прямоточные воздушно-реактивные двигатели, расположенные на расстоянии от оси вращения вала двигателя и закрепленные на нем, систему подачи топлива, при этом воздухозаборники прямоточных воздушно-реактивных двигателей направлены вперед, а их сопла выходят назад в общее сопло двигателя, состоящее из раструба и центрального тела - "иглы", в зазор между которыми истекают из прямоточных воздушно-реактивных двигателей продукты сгорания, двигатель содержит стартер-генератор, расположенный впереди компрессора в обтекателе двигателя.Known "" AIR-REACTIVE ENGINE "RU 2243400 [2], comprising a housing, an engine shaft with a compressor installed on it, a diffuser, ramjet engines located at a distance from the axis of rotation of the engine shaft and mounted on it, a fuel supply system, while the air intakes of ramjet engines are directed forward, and their nozzles go back into the common nozzle of the engine, consisting of a bell and a central body - “needles”, into the gap between which flow from ramjet engines Ateliers are combustion products, the engine contains a starter-generator located in front of the compressor in the engine cowl.
Недостатком является низкая надежность и пожаробезопасность, обусловленная наличием системы подачи горючего через полый вал.The disadvantage is the low reliability and fire safety due to the presence of a fuel supply system through the hollow shaft.
Наиболее близким к заявляемому техническому решению является «СВЕРХЗВУКОВОЙ ПРЯМОТОЧНЫЙ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ С ПУЛЬСИРУЮЩИМ РЕЖИМОМ ГОРЕНИЯ (СПВРД С ПРГ) И СПОСОБ ЕГО РАБОТЫ» RU 2446305 [2], содержащий воздухозаборник, камеру сгорания, состоящую из участков (постоянного и) переменного сечения, сопло, несколько инжекторов (поясов подачи) топлива, размещенных по длине камеры сгорания, устройство инициирования пульсирующего режима горения (и датчики регистрации прохождения волн давления на участке камеры сгорания постоянного сечения), первый инжектор (пояс подачи) топлива расположен в начале участка постоянного сечения, а последующие - на участках переменного сечения камеры сгорания.Closest to the claimed technical solution is "SUPERSONIC RECTANGULAR AIR-REACTIVE ENGINE WITH PULSE-BURNING COMBUSTION MODE (SPVRD WITH PRG) AND METHOD OF ITS OPERATION" RU 2446305 [2], comprising a variable air intake section and a chamber with a chamber and a nozzle, several injectors (supply belts) of fuel placed along the length of the combustion chamber, a device for initiating a pulsating combustion mode (and sensors for detecting the passage of pressure waves in the section of the combustion chamber of constant section), the first injector (feed belt) of fuel is located at the beginning of the constant section, and the next - in variable sections of the combustion chamber.
Недостатком известной конструкции является низкий коэффициент полезного действия двигателя. Другим недостатком является низкая скорость движения газов внутри двигателя, что ограничивает скорость движения летательного аппарата, снабженного таким двигателем. Недостатком также является повышенная сложность двигателя, приводящая к снижению надежности двигателя.A disadvantage of the known design is the low efficiency of the engine. Another disadvantage is the low speed of the gases inside the engine, which limits the speed of the aircraft equipped with such an engine. The disadvantage is the increased complexity of the engine, leading to a decrease in engine reliability.
Техническим результатом предлагаемого изобретения является повышение коэффициента полезного действия двигателя, повышение возможной скорости летательного аппарата, повышение надежности.The technical result of the invention is to increase the efficiency of the engine, increase the possible speed of the aircraft, increase reliability.
Технический результат достигается тем, что прямоточный воздушно-реактивный двигатель, содержащий корпус, основной воздухозаборник, первичную камеру переменного сечения, вторичную камеру, основной инжектор топлива, характеризуется тем, что содержит серию мини воздушно-реактивных двигателей, примыкающих к внутренним стенкам первичной камеры переменного сечения, во внутреннем пространстве воздухозаборника расположена обратимая турбина с лопастями, закрепленная на аэродинамических стойках, вторичная камера выполнена в форме расходящегося диффузора.The technical result is achieved in that a ramjet engine comprising a housing, a main air intake, a primary chamber of variable cross-section, a secondary chamber, and a main fuel injector is characterized in that it contains a series of mini air-jet engines adjacent to the inner walls of the primary chamber of variable cross-section , in the inner space of the air intake is a reversible turbine with blades mounted on aerodynamic struts, the secondary chamber is made in the form of diverging Gosia diffuser.
Расходящийся диффузор может быть выполнен в форме фигуры вращения гиперболы. Выполнение диффузора указанной формы позволит повысить эффективность двигателя.The diverging diffuser can be made in the form of a figure of rotation of the hyperbola. The implementation of the diffuser of this form will improve engine efficiency.
Аэродинамические стойки могут быть выполнены в форме лопаток, расположенных под углом к оси основного двигателя, например 45 градусов. Установка аэродинамических стоек под наклоном позволит направить поток набегающего воздуха по спирали, угол наклона которой соответствует наклону минидвигателей, что позволить дополнительно повысить эффективность двигателя в целом. Угол 45 градусов при этом является наиболее оптимальным. Воздухозаборник может иметь острые передние кромки, что позволит снизить лобовое сопротивление двигателя и дополнительно повысить его эффективность.Aerodynamic struts can be made in the form of blades located at an angle to the axis of the main engine, for example 45 degrees. Installing aerodynamic struts at an angle allows you to direct the flow of incoming air in a spiral, the angle of inclination of which corresponds to the inclination of the mini-engines, which will further improve the efficiency of the engine as a whole. An angle of 45 degrees is the most optimal. The air intake can have sharp leading edges, which will reduce the drag of the engine and further increase its efficiency.
На фиг. 1 изображен поперечный разрез предлагаемого двигателя, изготовленного с применением П. 1-5, на фиг. 2 - вид со стороны воздухозаборника, на фиг. 3 - разрез воздухозаборника, на фиг. 4 - вид минидвигателя (МВРД), где:In FIG. 1 shows a cross section of the proposed engine manufactured using P. 1-5, in FIG. 2 is a view from the side of the air intake, FIG. 3 is a section through an air intake, FIG. 4 - view of a mini-engine (MVRD), where:
1 - корпус;1 - housing;
2 - основной воздухозаборник;2 - the main air intake;
3 - первичная камера переменного сечения;3 - primary camera of variable cross-section;
4 - вторичная камера;4 - secondary camera;
5 - основной инжектор топлива;5 - the main fuel injector;
6 - обратимая турбина с лопастями;6 - reversible turbine with blades;
7 - аэродинамические стойки;7 - aerodynamic struts;
8 - минидвигатель;8 - mini-engine;
9 - первичная камера минидвигателя;9 - the primary chamber of the mini-engine;
10 - вторичная камера минидвигателя;10 - secondary chamber of a mini-engine;
11 - инжектор минидвигателя;11 - injector of a mini-engine;
12 - направление потока газов минидвигателя.12 - direction of gas flow of the mini-engine.
Устройство действует следующим образом: В торцевой части корпуса 1 расположен основной воздухозаборник 2, переходящий в широкую часть первичной камеры переменного сечения 3 (аэродинамический диффузор). Камера переменного сечения монотонно сужается от воздухозаборника к вторичной камере. Первичная камера имеет форму сходящегося гиперболического диффузора, образованного гиперболой вращения. Вторичная камера 4 имеет форму расходящегося гиперболического диффузора, образованного гиперболой вращения. Вторичная камера выполняет функции камеры сгорания и выходного сопла. Обе камеры в своей узкой части плавно переходят друг в друга. В самом узком месте двух сочлененных диффузоров двойной камеры обоих двигателей располагается основной инжектор топлива 5 (форсунка, жиклер). Этот узкий участок двух диффузоров выполняет так же функции смесительной камеры. Внутри воздухозаборника 2 размещена обратимая турбина с лопастями 6, установленная на аэродинамических стойках 7. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель имеет набор из мини прямоточных воздушно-реактивных двигателей 8, которые располагаются в первичной камере 3 по направлению спиралей воздушного потока на внутренней стенке первичной камеры основного двигателя, например, в три ряда. Каждый мини прямоточный воздушно-реактивный двигатель имеет первичную 9 и вторичную 10 камеры переменного сечения. Первичная камера имеет форму сходящегося гиперболического диффузора, образованного гиперболой вращения. Вторичная камера имеет форму расходящегося гиперболического диффузора, образованного гиперболой вращения. Вторичная камера выполняет функции камеры сгорания и выходного сопла. Обе камеры в своей узкой части плавно переходят друг в друга, в наиболее узком месте расположен инжектор минидвигателя 11. Направление потока газов через минидвигатель показано поз. 12.The device operates as follows: In the end part of the
Запуск (ПВРД) происходит путем переключения обратимой турбины в режим компрессора (турбина работает в качестве электродвигателя). Происходит первоначальное нагнетание воздушного потока. В узкой части диффузора основного двигателя и минидвигателя происходит трансформация потенциальной энергии набегающего потока воздуха в его кинетическую энергию. Описывается уравнением Бернулли k x2/2↓+m v2/2↑=const. Так как в этой части диффузора скорость потока воздуха наибольшая, возникает режим инжекции и впрыска топлива в минидвигателях и в основном двигателе. В этой части канала воздух и топливо смешиваются. Смесь вырывается в расширяющуюся вторичную камеру обоих двигателей. Происходит обратная трансформация кинетической энергии в потенциальную энергию. Описывается уравнением Бернулли k x2/2↓+m v2/2↑=const. Давление увеличивается. Происходит направленный взрыв во вторичной камере минидвигателя и вторичной камере основного двигателя. Из этой же камеры как сопла газы выводятся наружу. Как минимум первые три минидвигателя снабжены средствами воспламенения рабочей смеси (например, свечами зажигания). Возникает серия направленных взрывов от минидвигателей и один направленный взрыв от основного двигателя. Энергия направленных взрывов создает эффект бегущей волны, увлекая воздух и рабочее тело наподобие турбины, что приводит к повышению силы тяги двигателя. Взрывы минидвигателей усиливают взрыв основного двигателя, а взрыв внутри основного двигателя усиливает взрывы минидвигателей. Например, вектор тяги от 18 минидвигателей Fм и вектор тяги от основного двигателя Fo создают общий результирующий вектор Fpeз=18Fм+Fo. Поток воздуха и топлива кроме линейной составляющей имеет также круговую составляющую. Путь движения потока по спирали увеличивает длину движения рабочего тела, увеличивает время сгорания и сгораемость топлива, что позволяет применять горючее с более тяжелыми и длинными молекулами. Расширяющая вторичная гиперболическая камера, помимо создания условия для направленного взрыва, выводит газы наружу теперь уже как сопло. Если длина прямоточного воздушно-реактивного двигателя, например, 3 м то общая длина Вторичной камеры сгорания составляет 1,5 м. Этого достаточно, чтобы произвести взрыв и вывести газы наружу.Starting (ramjet) occurs by switching a reversible turbine to compressor mode (the turbine works as an electric motor). Initial airflow is induced. In the narrow part of the diffuser of the main engine and the mini-engine, the potential energy of the incoming air flow is transformed into its kinetic energy. Described by Bernoulli kx 2/2 ↓ + mv 2/2 ↑ = const. Since the air flow rate is greatest in this part of the diffuser, a fuel injection and fuel injection mode occurs in mini-engines and in the main engine. Air and fuel mix in this part of the channel. The mixture breaks out into the expanding secondary chamber of both engines. The reverse transformation of kinetic energy into potential energy occurs. Described by Bernoulli kx 2/2 ↓ + mv 2/2 ↑ = const. The pressure is increasing. A directional explosion occurs in the secondary chamber of the mini-engine and the secondary chamber of the main engine. From the same chamber as nozzles, gases are discharged to the outside. At least the first three mini-engines are equipped with means for igniting the working mixture (for example, spark plugs). There is a series of directed explosions from mini-engines and one directed explosion from the main engine. The energy of directed explosions creates the effect of a traveling wave, entraining air and a working fluid like a turbine, which leads to an increase in the thrust of the engine. Explosions of mini-engines intensify the explosion of the main engine, and an explosion inside the main engine intensifies the explosions of mini-engines. For example, the thrust vector from 18 mini-engines Fm and the thrust vector from the main engine Fo create a common resulting vector Fres = 18Fm + Fo. The flow of air and fuel, in addition to the linear component, also has a circular component. The path of the flow in a spiral increases the length of the working fluid, increases the combustion time and the combustibility of the fuel, which allows the use of fuel with heavier and longer molecules. The expanding secondary hyperbolic chamber, in addition to creating the conditions for a directed explosion, now discharges gases outward as a nozzle. If the length of the ramjet engine, for example, is 3 m, then the total length of the Secondary combustion chamber is 1.5 m. This is enough to make an explosion and bring the gases out.
Система регулирования работы ПВРДRamjet control system
Процессом работы прямоточного воздушно-реактивного двигателя управляет система инжекции топлива. Применение минидвигателей позволяет расширить режимы работы реактивного двигателя на каждом этапе полета летательного аппарата. Когда двигатель стоит или движется с малой скоростью, обратимая турбина 6 (выполненная как электрическая машина) в режиме электродвигателя, нагнетает воздух, облегчая пуск двигателя. На этом этапе включается последовательная импульсная система впрыска топлива. Пульсирующий режим горения реактивного двигателя это общее название всех режимов горения. Непрерывное горение это частный случай пульсирующего режима горения, поскольку абсолютно непрерывное горение практически получить невозможно. На начальном этапе, когда двигатель трогается с места или двигается с малой скоростью, преобладает вынужденный пульсирующий режим горения с большими пульсациями интенсивности горения. На большой скорости система управления двигателем (не показана) выбирает оптимальный режим работы. Горение превращается в непрерывное. Для улучшения запуска реактивного двигателя можно применять в качестве топлива, например, водород. В прямоточном воздушно-реактивном двигателе, при его общей симметрии система направленных взрывов и система движения по спирали рабочего тела создает асимметричность внутренних процессов, что предотвращает движение газов в обратном направлении.The process of operation of a ramjet engine is controlled by a fuel injection system. The use of mini-engines allows you to expand the operating modes of the jet engine at each stage of flight of the aircraft. When the engine is standing or moving at low speed, a reversible turbine 6 (made as an electric machine) in electric motor mode pumps air, making it easier to start the engine. At this stage, a sequential pulse fuel injection system is activated. A pulsating combustion mode of a jet engine is the common name for all combustion modes. Continuous burning is a special case of a pulsating combustion mode, since it is practically impossible to obtain absolutely continuous burning. At the initial stage, when the engine starts to move or moves at low speed, the forced pulsating combustion mode with large pulsations of the combustion intensity prevails. At high speed, the engine control system (not shown) selects the optimum mode of operation. Burning turns into continuous. To improve the start of a jet engine, for example, hydrogen can be used as fuel. In a ramjet engine, with its general symmetry, the system of directional explosions and the spiral motion system of the working fluid creates an asymmetry of internal processes, which prevents the movement of gases in the opposite direction.
Работа воздухозаборника, аэродинамических стоек и обратимой турбиныOperation of the air intake, aerodynamic struts and reversible turbine
Воздухозаборник и аэродинамические стойки имеют острые кромки, что позволит снизить лобовое сопротивление двигателя и дополнительно повысить его эффективность. Острые кромки могут разрушать посторонние предметы воздушного потока. Обратимая имеет два режима работы.The air intake and aerodynamic struts have sharp edges, which will reduce the drag of the engine and further increase its efficiency. Sharp edges can destroy foreign objects in the air stream. Reversible has two modes of operation.
Первый режим. Когда двигатель стоит или движется с малой скоростью. В этом случае электрическая машина работает как электродвигатель, приводящий в движение лопасти для первоначального нагнетания воздушного потока.First mode. When the engine is standing or moving at low speed. In this case, the electric machine operates as an electric motor, which drives the blades for the initial discharge of air flow.
Второй режим. После набора крейсерской скорости летательным аппаратом электрическая машина работает как генератор для питания систем летательного аппарата.The second mode. After cruising speed with the aircraft, the electric machine acts as a generator to power the aircraft systems.
Охлаждение двигателяEngine cooling
В предлагаемом ПВРД энергия сгорания топлива распределена по всему объему корпуса двигателя, а не только в камере сгорания как в типичном реактивном двигателе. Это уменьшает перегрев элементов и их механическое напряжение. Топливо поступает со стороны корпуса на инжектор-жиклер-форсунку. Топливо проходит через корпус, охлаждает его и повышает свою температуру, что способствует горению.In the proposed ramjet, the energy of combustion of the fuel is distributed throughout the entire volume of the engine casing, and not only in the combustion chamber as in a typical jet engine. This reduces the overheating of the elements and their mechanical stress. Fuel enters from the housing to the injector-nozzle-nozzle. Fuel passes through the housing, cools it and raises its temperature, which contributes to combustion.
Достоинством данного ПВРД является то, что первичная камера и вторичная камера прямоточного двигателя и минидвигателя несут в себе универсальные, совмещенные функции. Отпадает необходимость в многоконтурном компрессоре, в специальном сопле. Задача этого минимального набора элементов заключается в том, чтобы не тормозить, а увеличивать скорость рабочего тела на всем пути его продвижения.The advantage of this ramjet is that the primary chamber and the secondary chamber of the ramjet engine and the mini-engine carry universal, combined functions. There is no need for a multi-circuit compressor, in a special nozzle. The task of this minimum set of elements is not to slow down, but to increase the speed of the working fluid along the entire path of its advancement.
Технический результат - повышение коэффициента полезного действия двигателя достигается уменьшением потерь на турбулентность при работе двигателя благодаря отсутствию резкого изменения направления движения потока газов через двигатель.EFFECT: increased efficiency of the engine is achieved by reducing turbulence losses during engine operation due to the absence of a sharp change in the direction of gas flow through the engine.
Технический результат - повышение возможной скорости летательного аппарата достигается благодаря меньшему перемещению газов в направлении, перпендикулярном направлению полета и более высокой скорости протекания реакции горения внутри двигателя.EFFECT: increased possible speed of the aircraft is achieved due to less gas movement in the direction perpendicular to the direction of flight and a higher rate of combustion reaction inside the engine.
Технический результат - повышение надежности достигается более простой конструкцией двигателя.EFFECT: increased reliability is achieved by a simpler engine design.
Промышленное применение. Изобретение может с успехом применяться при производстве реактивных двигателей с универсальным режимом горения для летательных аппаратов.Industrial application. The invention can be successfully applied in the production of jet engines with a universal combustion mode for aircraft.
Claims (5)
1. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель, содержащий корпус, основной воздухозаборник, первичную камеру переменного сечения, вторичную камеру, основной инжектор топлива, отличающийся тем, что содержит серию мини воздушно-реактивных двигателей, примыкающих к внутренним стенкам первичной камеры переменного сечения, во внутреннем пространстве воздухозаборника расположена обратимая турбина с лопастями, закрепленная на аэродинамических стойках, вторичная камера выполнена в форме расходящегося диффузора.
1. A ramjet engine comprising a housing, a main air intake, a primary chamber of variable cross-section, a secondary chamber, a main fuel injector, characterized in that it comprises a series of mini air-jet engines adjacent to the inner walls of the primary chamber of variable cross-section, in the inner space a reversible turbine with blades mounted on aerodynamic struts is located in the air intake; the secondary chamber is made in the form of a diverging diffuser.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2014147063/06A RU2585160C1 (en) | 2014-11-24 | 2014-11-24 | Edward soloviev ramjet engine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2014147063/06A RU2585160C1 (en) | 2014-11-24 | 2014-11-24 | Edward soloviev ramjet engine |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2585160C1 true RU2585160C1 (en) | 2016-05-27 |
Family
ID=56095961
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2014147063/06A RU2585160C1 (en) | 2014-11-24 | 2014-11-24 | Edward soloviev ramjet engine |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2585160C1 (en) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2638239C1 (en) * | 2016-12-21 | 2017-12-12 | Дмитрий Дмитриевич Кожевников | Direct flow turboretactive detonation engine (dftde) |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2709889A (en) * | 1951-06-22 | 1955-06-07 | Wadsworth W Mount | Gas turbine using revolving ram jet burners |
GB1230203A (en) * | 1967-10-30 | 1971-04-28 | ||
US5129227A (en) * | 1988-10-06 | 1992-07-14 | The Boeing Company | Low speed engine for supersonic and hypersonic vehicles |
RU2078968C1 (en) * | 1993-06-08 | 1997-05-10 | Юрий Семенович Глуздаков | Gas-turbine engine |
RU2243400C2 (en) * | 2000-09-18 | 2004-12-27 | Нурмухаметов Искандер Рифович | Air-jet engine |
-
2014
- 2014-11-24 RU RU2014147063/06A patent/RU2585160C1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2709889A (en) * | 1951-06-22 | 1955-06-07 | Wadsworth W Mount | Gas turbine using revolving ram jet burners |
GB1230203A (en) * | 1967-10-30 | 1971-04-28 | ||
US5129227A (en) * | 1988-10-06 | 1992-07-14 | The Boeing Company | Low speed engine for supersonic and hypersonic vehicles |
RU2078968C1 (en) * | 1993-06-08 | 1997-05-10 | Юрий Семенович Глуздаков | Gas-turbine engine |
RU2243400C2 (en) * | 2000-09-18 | 2004-12-27 | Нурмухаметов Искандер Рифович | Air-jet engine |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2638239C1 (en) * | 2016-12-21 | 2017-12-12 | Дмитрий Дмитриевич Кожевников | Direct flow turboretactive detonation engine (dftde) |
WO2018117904A1 (en) * | 2016-12-21 | 2018-06-28 | Дмитрий Дмитриевич КОЖЕВНИКОВ | Ram-jet and turbo-jet detonation engine |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP4555654B2 (en) | Two-stage pulse detonation system | |
US7526912B2 (en) | Pulse detonation engines and components thereof | |
US2888803A (en) | Intermittent combustion turbine engine | |
US8650856B2 (en) | Fluidic deflagration-to-detonation initiation obstacles | |
CN109028151B (en) | Multi-chamber rotary detonation combustor | |
US6928804B2 (en) | Pulse detonation system for a gas turbine engine | |
US8082728B2 (en) | System and method of continuous detonation in a gas turbine engine | |
EP1433946A1 (en) | Combined cycle pulse detonation turbine engine | |
US11149954B2 (en) | Multi-can annular rotating detonation combustor | |
JP2001355515A (en) | Combined cycle pulse detonation turbine engine | |
CN101975122B (en) | Stabilized knocking engine with magnetic fluid energy bypath system | |
US20180231256A1 (en) | Rotating Detonation Combustor | |
US20060230746A1 (en) | Turbineless jet engine | |
US20180355792A1 (en) | Annular throats rotating detonation combustor | |
CN109028148A (en) | Rotation detonating combustion device with fluid diode structure | |
US20190338664A1 (en) | Ram-jet and turbo-jet detonation engine | |
US10969107B2 (en) | Turbine engine assembly including a rotating detonation combustor | |
US7905084B2 (en) | Rotary pressure rise combustor for a gas turbine engine | |
RU2585160C1 (en) | Edward soloviev ramjet engine | |
US20180179950A1 (en) | Turbine engine assembly including a rotating detonation combustor | |
US7634904B2 (en) | Methods and apparatus to facilitate generating power from a turbine engine | |
RU2595005C2 (en) | Method of fuel combustion and detonation device for its implementation | |
RU2387582C2 (en) | Complex for reactive flight | |
RU173530U1 (en) | Powerplant hypersonic aircraft | |
RU2595004C9 (en) | Method for detonation combustion of fuel mixtures and device for its implementation |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20161125 |