RU2613755C1 - Turboram air-jet engine - Google Patents

Turboram air-jet engine Download PDF

Info

Publication number
RU2613755C1
RU2613755C1 RU2015141141A RU2015141141A RU2613755C1 RU 2613755 C1 RU2613755 C1 RU 2613755C1 RU 2015141141 A RU2015141141 A RU 2015141141A RU 2015141141 A RU2015141141 A RU 2015141141A RU 2613755 C1 RU2613755 C1 RU 2613755C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
combustion chamber
direct
afterburner
flow circuit
engine
Prior art date
Application number
RU2015141141A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Александр Анатольевич Пузич
Александр Борисович Эзрохи
Сергей Владимирович Залашков
Original Assignee
Федеральное Государственное Унитарное Предприятие Тушинское Машиностроительное Конструкторское Бюро "Союз"
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 Федеральное Государственное Унитарное Предприятие Тушинское Машиностроительное Конструкторское Бюро "Союз" filed Critical Федеральное Государственное Унитарное Предприятие Тушинское Машиностроительное Конструкторское Бюро "Союз"
Priority to RU2015141141A priority Critical patent/RU2613755C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2613755C1 publication Critical patent/RU2613755C1/en

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K7/00—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof
    • F02K7/10—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof characterised by having ram-action compression, i.e. aero-thermo-dynamic-ducts or ram-jet engines
    • F02K7/16—Composite ram-jet/turbo-jet engines

Landscapes

  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

FIELD: engines and pumps.
SUBSTANCE: turboram air-jet engine comprises a turbojet engine with an afterburner and a jet nozzle (ATE), gas temperature measurement system behind the main combustion chamber of the turbojet engine, as well as direct-flow circuit positioned coaxially to the turbojet engine. The direct-flow circuit is connected to the air intake of the aircraft via the shut-off device, comprising a diffuser, a jet nozzle and a combustion chamber. The internal channel of the turbojet engine afterburner is connected to the internal cavity of the direct-flow circuit combustion chamber via the radial flame stabilizers of V-shaped profile for the supply of combustion products from the afterburner to the direct-flow circuit combustion chamber channel.
EFFECT: higher efficiency of the aircraft ducted jet engine intended to fly in a wide range of flight velocity from subsonic to Mach equal to 4 or higher.
6 cl, 1 dwg

Description

Изобретение относится к области силовых установок летательных аппаратов, предназначенных для применения в широком диапазоне высот и скоростей полета.The invention relates to the field of power plants of aircraft designed for use in a wide range of altitudes and flight speeds.

Известны прямоточные воздушно-реактивные двигатели (ПВРД) для летательных аппаратов, предназначенных для полетов при высоких значениях скорости (см., например, «Теория реактивных двигателей.»/Под ред. Б.С.Стечкина, ТИОП, 1958 г., стр. 399-423).Known ramjet engines (ramjet) for aircraft designed to fly at high speeds (see, for example, "Theory of jet engines." / Edited by B. S. Stechkin, TIOP, 1958, p. 399-423).

В прямоточном ВРД сжатие воздуха осуществляется за счет скоростного напора, а тепло к рабочему телу подводится в камере сгорания. При малых скоростях полета ПВРД неэффективен, однако при больших числах М полета (Мп>3,5) ПВРД имеют более благоприятные характеристики по сравнению с турбореактивным двигателем (ТРД) по удельной тяге при одинаковом количестве подведенного в камере сгорания тепла.In the direct-flow engine, the air is compressed due to the high-speed pressure, and heat is supplied to the working fluid in the combustion chamber. At low flight speeds, the ramjet is ineffective, but at large numbers of flight M (M p > 3.5), the ramjet has more favorable characteristics as compared to a turbojet engine (turbojet engine) in specific thrust with the same amount of heat supplied to the combustion chamber.

Недостатком ПВРД является его низкая эффективность при малых скоростях полета летательного аппарата.The disadvantage of ramjet is its low efficiency at low flight speeds of the aircraft.

Известны турбореактивные двигатели (ТРД), в том числе с применением дожигания топлива в форсажной камере (ТРДФ) (см., например, упомянутый выше источник, стр. 130-306), в которых сжатие воздуха осуществляется компрессором, приводимым во вращение расположенной за камерой сгорания газовой турбиной. Повышение коэффициента сжатия воздуха в компрессоре и увеличение температуры газа в камере сгорания повышают эффективность этого класса воздушно-реактивных двигателей, однако вследствие ограничения температуры газа перед турбиной удельная тяга ТРД по мере возрастания числа Мп снижается, и этот тип двигателей летательных аппаратов становится неэффективным на сверхзвуковых скоростях полета. Применение на турбореактивных двигателях ТРДФ форсажных камер позволяет повысить удельную тягу по сравнению с ТРД, особенно на средних значениях числа М полета, однако уже при М полета выше 2,3-2,5 и в особенности при Мп>3,0 ТРДФ уступают по эффективности ПВРД.Known turbojet engines (turbojet engines), including those with the use of afterburning fuel in an afterburner (turbofan engine) (see, for example, the source mentioned above, p. 130-306), in which air is compressed by a compressor driven behind the camera gas turbine combustion. An increase in the air compression ratio in the compressor and an increase in the temperature of the gas in the combustion chamber increase the efficiency of this class of jet engines, however, due to the limitation of the gas temperature in front of the turbine, the specific thrust of the turbojet engine decreases with increasing number M p , and this type of aircraft engine becomes ineffective on supersonic flight speeds. The use of afterburner chambers on turbofan engines of turbofan engines makes it possible to increase specific thrust as compared to turbofan engines, especially on average values of the number of flight m, however, even when the flight is higher than 2.3-2.5, and especially when mp > 3.0 turbofan engines are inferior to the efficiency of ramjet.

Задачей, на решение которой направлено заявляемое изобретение, является создание универсальной силовой установки летательных аппаратов, работающей в широком диапазоне скоростей (от 0 до М=5) и высот (от 0 до 30000 м).The problem to which the claimed invention is directed is to create a universal power plant for aircraft operating in a wide range of speeds (from 0 to M = 5) and altitudes (from 0 to 30,000 m).

С целью устранения неэффективности ПВРД при низких значениях М полета и ТРД (ТРДФ) при высоких значениях скорости полета, для летательного аппарата, предназначенного для полета в широком диапазоне скоростей от дозвуковой до Мп=5,0, предлагается техническое решение, сочетающее оптимальные характеристики ТРДФ и ПВРД.In order to eliminate the inefficiency of ramjet engines at low values of M flight and turbofan engines (TRJ) at high values of flight speed, for an aircraft designed to fly in a wide range of speeds from subsonic to M p = 5.0, a technical solution is proposed that combines the optimal characteristics of a turbofan engine and ramjet.

В качестве примера рассмотрим турбопрямоточный воздушно-реактивный двигатель (ТПВРД) на базе авиационного двухконтурного двигателя РД-1700Ф (с форсажной камерой).As an example, we consider a turbofan engine-type jet propulsion engine (ТПВРД) based on the aircraft engine RD-1700F (with afterburner).

За турбиной низкого давления (ТНД) двигателя РД-1700 установлен лепестковый смеситель 2 потоков первого и второго (вентиляторного) контуров. За ним располагается форсажная камера 4, содержащая топливные форсунки 5. Перед стабилизаторами пламени форсажной камеры 6 происходит смешение потока воздуха, поступающего из второго контура, с поступающим через турбину газом.Behind the low-pressure turbine (ТНД) of the RD-1700 engine, a flap mixer of 2 flows of the first and second (fan) circuits is installed. Behind it is an afterburner 4 containing fuel injectors 5. In front of the flame stabilizers of the afterburner 6, the air stream coming from the second circuit mixes with the gas coming through the turbine.

Форсажная камера 4 снабжена перфорированными экранами 7 для охлаждения стенок и устранения вибрационного горения.The afterburner 4 is provided with perforated screens 7 for cooling the walls and eliminating vibrational combustion.

Непосредственно за камерой сгорания ТРД 1 установлена система измерения температуры, включающая термопары 9 для измерения температуры поступающего к лопаткам турбины 8 газа. На выходе форсажной камеры 4 установлено сужающееся сопло 10, которое расположено внутри реактивного сопла прямоточного контура соосно ему.Directly behind the combustion chamber of the turbojet engine 1, a temperature measuring system is installed, including thermocouples 9 for measuring the temperature of the gas entering the turbine blades 8. At the output of the afterburner 4, a tapering nozzle 10 is installed, which is located inside the jet nozzle of the direct-flow circuit aligned with it.

Соосно с ТРДФ располагается прямоточный контур 19 с камерой сгорания 11, содержащей форсунки для подачи топлива 12 и радиальные стабилизаторы пламени 13. Камера сгорания прямоточного контура 11 снабжена перфорированными экранами 3 для охлаждения стенок и устранения вибрационного горения. Воздух к камере сгорания 11 поступает из воздухозаборника летательного аппарата 14 через отсечное устройство 15 и диффузор 16 для снижения скорости потока на входе в камеру сгорания 11.In parallel with the turbofan engine there is a direct-flow circuit 19 with a combustion chamber 11 containing nozzles for supplying fuel 12 and radial flame stabilizers 13. The combustion chamber of the direct-flow circuit 11 is provided with perforated screens 3 for cooling the walls and eliminating vibrational combustion. Air to the combustion chamber 11 comes from the air intake of the aircraft 14 through the shut-off device 15 and the diffuser 16 to reduce the flow rate at the entrance to the combustion chamber 11.

Радиальные стабилизаторы пламени 13 выполнены V-образного профиля и соединены с внутренней полостью форсажной камеры 4 для подвода продуктов сгорания из форсажной камеры 4 внутрь камеры сгорания прямоточного контура ТПВРД 11 с целью стабилизации горения топлива в ней при относительно низкой температуре поступающего из воздухозаборника 14 воздуха.Radial flame stabilizers 13 are V-shaped and connected to the internal cavity of the afterburner 4 to supply combustion products from the afterburner 4 to the combustion chamber of the direct-flow circuit TPVRD 11 in order to stabilize the combustion of fuel in it at a relatively low temperature of the air coming from the air intake 14.

Внутри радиального стабилизатора пламени 13 установлены перфорированные трубы 17 с входными и выходными отверстиями для подвода во внутреннюю полость стабилизатора дополнительного количества топлива и продуктов горения с целью создания переобогащенной топливо-воздушной смеси для повышения устойчивости горения подаваемого в камеру сгорания прямоточного контура 11 через форсунки 12 топлива.Inside the radial flame stabilizer 13, perforated pipes 17 are installed with inlet and outlet openings for supplying an additional amount of fuel and combustion products to the stabilizer internal cavity in order to create a re-enriched fuel-air mixture to increase the combustion stability of the direct-flow circuit 11 supplied to the combustion chamber through the fuel nozzles 12.

Топливные форсунки 12 выполнены акустического типа с вихревым генератором ультразвука (см., например, патент РФ №2210026) для улучшения качества распыла топлива и повышения эффективности его сгорания в камере сгорания 11 прямоточного контура.Fuel nozzles 12 are made of an acoustic type with a vortex ultrasound generator (see, for example, RF patent No. 22210026) to improve the quality of fuel atomization and increase the efficiency of its combustion in the combustion chamber 11 of the direct-flow circuit.

Прямоточный контур ТПВРД 19 снабжен на выходе реактивным соплом 18 с регулированием критического сечения 20 и выходной части 21 как в условиях совместной работы ТРДФ и прямоточного контура 19 на высокой скорости полета летательного аппарата, так и при работе только ТРДФ без подачи топлива в прямоточный контур 19 при относительно низких значениях скорости полета.The direct-flow circuit ТПВРД 19 is equipped with a jet nozzle 18 at the outlet with regulation of the critical section 20 and the output part 21 both under conditions of the joint operation of the turbofans and the direct-flow circuit 19 at a high flight speed of the aircraft, and when only turbofan engines operate without supplying fuel to the direct-flow circuit 19 when relatively low flight speeds.

Предлагаемое устройство работает следующим образом.The proposed device operates as follows.

Из воздухозаборника 14 летательного аппарата воздух поступает на вход компрессора низкого давления (вентилятора) ТРД, где осуществляется повышение его давления, после чего часть этого воздуха поступает в компрессор высокого давления для дополнительного сжатия, а затем в основную камеру сгорания, где осуществляется подогрев его путем сжигания топлива. Продукты сгорания поступают на вход турбины высокого давления 8, соединенную валопроводом с компрессором высокого давления, затем на вход турбины низкого давления (ТНД), соединенной валопроводом с вентилятором.From the air intake 14 of the aircraft, air enters the inlet of the low pressure compressor (fan) of the turbojet engine, where its pressure is increased, after which part of this air enters the high pressure compressor for additional compression, and then into the main combustion chamber, where it is heated by burning fuel. The combustion products enter the inlet of the high pressure turbine 8, connected by a shaft line to a high pressure compressor, then to the inlet of a low pressure turbine (ТНД), connected by a shaft line to a fan.

Выходящие из ТНД газы смешиваются в лепестковом смесителе 2 с потоком воздуха второго контура и поступают на вход форсажной камеры 4.The gases leaving the low pressure pump are mixed in the flap mixer 2 with the air flow of the second circuit and fed to the inlet of the afterburner 4.

Установленная за камерой сгорания 1 система измерения температуры, включающая термопары 9, измеряет температуру газа. В случае превышения ее над заданным значением (соответствующим температуре газа 1460К за камерой сгорания ТРДФ перед турбиной высокого давления 8) регулятор снижает подачу топлива в камеру сгорания (что приводит к снижению частоты вращения роторов) для предотвращения перегрева лопаток турбины 8.Installed behind the combustion chamber 1, a temperature measuring system including thermocouples 9 measures the temperature of the gas. If it exceeds a predetermined value (corresponding to a gas temperature of 1460K behind the combustion chamber of the turbofan engine in front of the high-pressure turbine 8), the regulator reduces the fuel supply to the combustion chamber (which reduces the rotor speed) to prevent overheating of the turbine blades 8.

При достижении заданной скорости полета Мп=0,8 осуществляется запуск форсажной камеры кратковременным впрыском порции топлива в камеру сгорания (т.н. «огневая дорожка»). В форсажной камере 4 за стабилизаторами пламени происходит сжигание топлива, подаваемого через топливные форсунки 5, и продукты сгорания поступают в реактивное сопло 10, обеспечивая создание реактивной тяги.Upon reaching a predetermined flight speed M p = 0.8, the afterburner is launched by short-term injection of a portion of fuel into the combustion chamber (the so-called fire path). In the afterburner chamber 4 behind the flame stabilizers, the fuel supplied through the fuel nozzles 5 is burned, and the combustion products enter the jet nozzle 10, providing the creation of jet thrust.

При достижении скорости полета Мп=2,0 открывается отсечное устройство 15 и воздух из воздухозаборника 14 поступает через диффузор 16 в камеру сгорания 11 прямоточного контура 19. В камеру сгорания 11 через форсунки 12 вихревого типа поступает распыленное топливо, воспламеняющееся за стабилизаторами пламени 13, во внутреннюю полость которых поступают продукты горения с высокой температурой из форсажной камеры 4. Поступающие продукты горения для улучшения поджигающей способности за стабилизаторами пламени 13 дополнительно «обогащены» топливом.When the flight speed M p = 2.0 is reached, the shut-off device 15 opens and air from the air intake 14 enters through the diffuser 16 into the combustion chamber 11 of the direct-flow circuit 19. Sprayed fuel enters the combustion chamber 11 through vortex-type nozzles 12, which ignites behind the flame stabilizers 13, into the internal cavity of which combustion products with a high temperature enter from the afterburner 4. The incoming combustion products to improve the ignition ability behind the flame stabilizers 13 are additionally “enriched” with fuel.

Для оптимизации работы ТПВРД во всем диапазоне режимов полета предусматривается регулирование критического сечения 20 сопла Лаваля 18.To optimize the operation of the high pressure fuel injection engine in the entire range of flight modes, the critical section 20 of the Laval nozzle 18 is regulated.

Таким образом, предлагаемое техническое решение обеспечивает оптимальные условия для разгона летательных аппаратов от минимального устойчивой скорости полета самолета до Мп=5 и полета летательных аппаратов по необходимой траектории. Оптимизация характеристик двигателя летательного аппарата обеспечивается благодаря тому, что при низких значениях скорости полета работает только турбореактивный двигатель, обеспечивающий оптимальные характеристики по расходу топлива, при средних значениях скорости полета, когда тяги ТРД не хватает, включается форсированный режим ТРДФ, что является оптимальным для этого диапазона скоростей, а при достижении скорости полета Мп>2 включается дополнительно прямоточный контур ТПВРД 19, при этом доля ТРДФ в создаваемой тяге заметно снижается и сводится при Мп>3 к обеспечению стабилизации горения топлива в камере сгорания 11 прямоточного контура 19 в условиях относительно низкой температуры воздуха на входе в камеру сгорания.Thus, the proposed technical solution provides optimal conditions for the acceleration of aircraft from the minimum stable flight speed of the aircraft to M p = 5 and flight of aircraft along the necessary path. Optimization of the characteristics of the aircraft engine is ensured due to the fact that at low values of flight speed only a turbojet engine operates, which provides optimal characteristics for fuel consumption, at average values of flight speed, when the thrust of the turbojet engine is not enough, the forced turbofan mode is activated, which is optimal for this range velocity, and when the airspeed M n> 2 is turned further cocurrent TPVRD circuit 19, while the proportion in Turbojet thrust produced significantly reducing tsya and reduced with M n> 3, to ensure the stabilization of fuel combustion in the combustion chamber 11 of the ram 19, the circuit under conditions of relatively low temperature on the combustion chamber inlet.

Claims (8)

1. Турбопрямоточный воздушно-реактивный двигатель (ТПВРД), включающий турбореактивный двигатель с форсажной камерой и реактивным соплом (ТРДФ), систему измерения температуры газа за основной камерой сгорания ТРДФ, а также расположенный соосно ТРДФ прямоточный контур, соединенный через отсечное устройство с воздухозаборником летательного аппарата, включающий диффузор, реактивное сопло и камеру сгорания, содержащую форсунки для подачи топлива в камеру сгорания и стабилизаторы пламени,1. Turbofan air-jet engine (ТПВРД), including a turbojet engine with afterburner and jet nozzle (ТРДФ), a gas temperature measuring system behind the main combustion chamber ТРДФ, and also a direct-flow circuit located coaxially to ТРДФ connected through the shut-off device to the air intake of the aircraft comprising a diffuser, a jet nozzle, and a combustion chamber comprising nozzles for supplying fuel to the combustion chamber and flame stabilizers, отличающийся тем, чтоcharacterized in that внутренний канал форсажной камеры ТРДФ соединен с внутренней полостью камеры сгорания прямоточного контура радиальными стабилизаторами пламени V-образного профиля для подвода продуктов сгорания из форсажной камеры в канал камеры сгорания прямоточного контура.the internal channel of the afterburner chamber TRDF is connected to the internal cavity of the combustion chamber of the direct-flow circuit by V-shaped radial flame stabilizers for supplying combustion products from the afterburner to the channel of the combustion chamber of the direct-flow circuit. 2. ТПВРД по п. 1, отличающийся тем, что внутри радиального стабилизатора пламени расположена перфорированная труба с входными и выходными отверстиями для подвода во внутреннюю полость стабилизатора продуктов горения из внутренней полости форсажной камеры и дополнительного количества топлива.2. TPVRD according to claim 1, characterized in that inside the radial flame stabilizer there is a perforated pipe with inlet and outlet openings for supplying combustion products from the internal cavity of the afterburner chamber and an additional amount of fuel to the internal cavity of the stabilizer. 3. ТПВРД по п. 1, отличающийся тем, что ТРДФ выполнен двухконтурного типа со смешением перед стабилизаторами пламени форсажной камеры потока воздуха, поступающего из второго контура, с поступающим через турбину газом.3. TPVRD according to claim 1, characterized in that the turbofan engine is a double-circuit type with mixing in front of the flame stabilizers of the afterburner chamber a stream of air coming from the second circuit with gas entering through the turbine. 4. ТПВРД по п. 1, отличающийся тем, что реактивное сопло ТРДФ расположено внутри реактивного сопла прямоточного контура соосно ему.4. TPVRD according to claim 1, characterized in that the jet nozzle of the turbofan jet is located inside the jet nozzle of the direct-flow circuit aligned with it. 5. ТПВРД по п. 1, отличающийся тем, что форсажная камера ТРДФ и камера сгорания прямоточного контура снабжены перфорированными экранами для охлаждения стенок и устранения вибрационного горения.5. TPVRD according to claim 1, characterized in that the afterburner TRDF and the combustion chamber of the direct-flow circuit are equipped with perforated screens to cool the walls and eliminate vibrational combustion. 6. ТПВРД по п. 1, отличающийся тем, что топливные форсунки камеры сгорания прямоточного контура с целью улучшения качества распыла топлива выполнены акустического типа с вихревым генератором ультразвука.6. TPVRD according to claim 1, characterized in that the fuel nozzles of the combustion chamber of the direct-flow circuit in order to improve the quality of fuel atomization are made of an acoustic type with a vortex ultrasound generator.
RU2015141141A 2015-09-23 2015-09-23 Turboram air-jet engine RU2613755C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015141141A RU2613755C1 (en) 2015-09-23 2015-09-23 Turboram air-jet engine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015141141A RU2613755C1 (en) 2015-09-23 2015-09-23 Turboram air-jet engine

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2613755C1 true RU2613755C1 (en) 2017-03-21

Family

ID=58453069

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015141141A RU2613755C1 (en) 2015-09-23 2015-09-23 Turboram air-jet engine

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2613755C1 (en)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2746294C1 (en) * 2020-02-28 2021-04-12 Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Two-engined aircraft power plant and power plant control method
CN116201656A (en) * 2023-03-10 2023-06-02 中国科学院工程热物理研究所 Turbojet propulsion power system suitable for hypersonic cruising of unmanned aerial vehicle

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3635029A (en) * 1968-09-06 1972-01-18 Snecma Composite gas turbine ramjet engine
US4569199A (en) * 1982-09-29 1986-02-11 The Boeing Company Turboprop engine and method of operating the same
RU2197627C1 (en) * 2002-02-15 2003-01-27 Новопашин Александр Рудольфович Method of operation of triple-flow aircraft turbojet engine and design of said engine
RU2237176C1 (en) * 2002-12-20 2004-09-27 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" By-pass turbojet engine
RU2331784C2 (en) * 2002-12-20 2008-08-20 Дженерал Электрик Компани Pulsed detonation system for gas turbine engine and gas turbine engine incorporating such system
RU2357093C2 (en) * 2003-12-08 2009-05-27 Дженерал Электрик Компани Double-stage pulsating detonation device

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3635029A (en) * 1968-09-06 1972-01-18 Snecma Composite gas turbine ramjet engine
US4569199A (en) * 1982-09-29 1986-02-11 The Boeing Company Turboprop engine and method of operating the same
RU2197627C1 (en) * 2002-02-15 2003-01-27 Новопашин Александр Рудольфович Method of operation of triple-flow aircraft turbojet engine and design of said engine
RU2237176C1 (en) * 2002-12-20 2004-09-27 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" By-pass turbojet engine
RU2331784C2 (en) * 2002-12-20 2008-08-20 Дженерал Электрик Компани Pulsed detonation system for gas turbine engine and gas turbine engine incorporating such system
RU2357093C2 (en) * 2003-12-08 2009-05-27 Дженерал Электрик Компани Double-stage pulsating detonation device

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2746294C1 (en) * 2020-02-28 2021-04-12 Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Two-engined aircraft power plant and power plant control method
CN116201656A (en) * 2023-03-10 2023-06-02 中国科学院工程热物理研究所 Turbojet propulsion power system suitable for hypersonic cruising of unmanned aerial vehicle
CN116201656B (en) * 2023-03-10 2023-11-17 中国科学院工程热物理研究所 Turbojet propulsion power system suitable for hypersonic cruising of unmanned aerial vehicle

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US10808933B2 (en) Turbine stage cooling
JP4705727B2 (en) Combined cycle pulse detonation turbine engine
US6666018B2 (en) Combined cycle pulse detonation turbine engine
US9874148B2 (en) Hybrid slinger combustion system
JP6030940B2 (en) System and method for active clearance control
CN109028142B (en) Propulsion system and method of operating the same
US5619855A (en) High inlet mach combustor for gas turbine engine
US9341075B2 (en) Pre-turbine engine case variable area mixing plane
CN105221295A (en) A kind of punching press-turbojet compound aeroengine
JP2004204846A (en) Method and apparatus for generating gas turbine engine thrust
US20180156121A1 (en) Gas Turbine Engine With Intercooled Cooling Air and Controlled Boost Compressor
JP2007182873A (en) Thrust augmenting device and its method, and exhaust nozzle
CN112728585B (en) System for rotary detonation combustion
GB1433696A (en) Jet propulsion engines
GB1313841A (en) Gas turbine jet propulsion engine
RU157750U1 (en) TURBO-ROW AIR REACTIVE ENGINE
GB1069217A (en) Improvements relating to engines
RU2613755C1 (en) Turboram air-jet engine
US7752835B2 (en) Pulsed combustion engine
RU173530U1 (en) Powerplant hypersonic aircraft
RU2347098C1 (en) Method for operation of supersonic pulse athodyd and supersonic pulse athodyd
RU2386832C1 (en) Method to augment aircraft engine
GB666062A (en) Gas turbine power plant
JP4117931B2 (en) Turbocooler air-assisted fuel spraying in gas turbine engines
KR101070914B1 (en) Gas turbine engine

Legal Events

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

Effective date: 20190924