RU2615889C1 - Rocket-ramjet engine with adjustable flow rate of solid fuel - Google Patents

Rocket-ramjet engine with adjustable flow rate of solid fuel Download PDF

Info

Publication number
RU2615889C1
RU2615889C1 RU2015149508A RU2015149508A RU2615889C1 RU 2615889 C1 RU2615889 C1 RU 2615889C1 RU 2015149508 A RU2015149508 A RU 2015149508A RU 2015149508 A RU2015149508 A RU 2015149508A RU 2615889 C1 RU2615889 C1 RU 2615889C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
solid fuel
combustion
flow
combustion chamber
gas generator
Prior art date
Application number
RU2015149508A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Марина Викторовна Ульянова
Николай Андреевич Давыденко
Original Assignee
Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС"
Государственный научный центр Российской Федерации - федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр имени М.В. Келдыша"
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 Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС", Государственный научный центр Российской Федерации - федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр имени М.В. Келдыша" filed Critical Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС"
Priority to RU2015149508A priority Critical patent/RU2615889C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2615889C1 publication Critical patent/RU2615889C1/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
    • F02K7/18—Composite ram-jet/rocket engines

Abstract

FIELD: engines and pumps.
SUBSTANCE: rocket-ramjet engine includes an air inlet, a gas generator with a charge of solid fuel, connected to it a flow regulator, a combustion chamber with a shaped outlet nozzle. The flow regulator is adapted to regulate the two-stage combustion of solid fuel flow, comprising a housing. The housing includes a front cover in the form of a perforated grating, and a back cover mounted between annular nozzle array of holes. Inside fixed housing installed with a central insert bore and moving the adjusting member relative thereto, and a profiled sleeve. Between the liner, the fixed regulating element and the sleeve-shaped annular channel is formed with a curved variable orifice bounded by the annular nozzle grid with holes whose axes are inclined at an angle of 45÷135° to the central longitudinal axis of the engine. The combustion chamber is designed as a variable-section channel providing combustion acceleration from subsonic to supersonic speeds, and the output nozzle is shaped such that the combustion products provides acceleration to speeds of Mach M≥4.
EFFECT: increase specific impulse, increasing range and increasing the completeness of combustion of solid fuel in the air stream.
4 cl, 4 dwg

Description

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в гиперзвуковых (M≥5) крылатых ракетах с ракетно-прямоточными двигателями (РПД) для полетов на больших высотах.The invention relates to rocket technology and can be used in hypersonic (M≥5) cruise missiles with direct-flow rocket engines (RPM) for flights at high altitudes.

В настоящее время интенсивно ведутся исследования и разработка РПД с газогенераторами (ГГ) на борсодержащих твердых топливах с регуляторами расхода. Такие системы разрабатываются для крылатых летательных аппаратов различного назначения (от снарядов для установок залпового огня до крылатых ракет большой дальности). Ранее РПД на твердом топливе имели нерегулируемые газогенераторы. Самым первым представителем таких двигателей является двигатель ракеты "земля-воздух" 3М9.Currently, intensive research and development of RPD with gas generators (GG) on boron-containing solid fuels with flow controllers is intensively underway. Such systems are developed for cruise aircraft of various purposes (from shells for multiple launch rocket launchers to long-range cruise missiles). Previously, solid fuel RPMs had unregulated gas generators. The very first representative of such engines is the 3M9 ground-to-air rocket engine.

Совершенствование существующих РПД на твердом топливе достигается применением газогенераторов с узлом регулирования расхода продуктов сгорания твердого топлива, что позволяет оптимизировать расход твердого топлива в соответствии с траекторией полета летательного аппарата. Для получения высокой полноты сгорания твердого топлива необходима организация эффективного рабочего процесса в камере сгорания. Известна конструкция РПД, состоящего из отсека с размещенными в нем газогенератором с зарядом твердого топлива и двухступенчатым регулятором расхода продуктов сгорания с распределенным вводом струй в поток воздуха, поступающего через воздухозаборник, и камеры сгорания с соплом (Ракетно-прямоточные двигатели на твердых и пастообразных топливах. М.: Физматлит, 2010 г., прототип).The improvement of existing solid fuel RPMs is achieved by the use of gas generators with a unit for controlling the consumption of solid fuel combustion products, which makes it possible to optimize the consumption of solid fuel in accordance with the flight path of the aircraft. To obtain high completeness of combustion of solid fuels, it is necessary to organize an effective working process in the combustion chamber. A known design RPD, consisting of a compartment with a gas generator placed in it with a charge of solid fuel and a two-stage regulator of the flow of combustion products with a distributed injection of jets into the air flow through the air intake, and a combustion chamber with a nozzle (Rocket-propelled engines on solid and paste-like fuels. M .: Fizmatlit, 2010, prototype).

К недостаткам конструкции прототипа можно отнести большую длину зоны перемешивания струй, выдуваемых из ГГ, вдоль оси камеры сгорания в воздушный поток, что приводит к увеличению размеров камеры сгорания, снижению удельного импульса и уменьшению дальности полета.The disadvantages of the design of the prototype include the large length of the mixing zone of the jets blown from the GG along the axis of the combustion chamber into the air flow, which leads to an increase in the size of the combustion chamber, a decrease in the specific impulse and a decrease in the flight range.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение удельного импульса на 5-10% и увеличение дальности полета за счет регулируемого расхода продуктов сгорания твердого топлива с недостатком окислителя, подаваемого в воздушный поток.The task of the invention is to increase the specific impulse by 5-10% and increase the flight range due to the controlled consumption of combustion products of solid fuel with a lack of oxidizer supplied to the air stream.

Технический результат состоит в увеличении полноты сгорания твердого топлива в воздушном потоке.The technical result consists in increasing the completeness of combustion of solid fuel in the air stream.

Для решения этой задачи и достижения технического результата предлагается ракетно-прямоточный двигатель, содержащий воздухозаборник, газогенератор с зарядом твердого топлива, соединенный с ним регулятор расхода, выполненный с возможностью двухступенчатого регулирования расхода продуктов сгорания твердого топлива, камеру сгорания с профилированным выходным соплом. Регулятор расхода содержит корпус, включающий переднюю крышку в виде перфорированной решетки, заднюю крышку и установленную между ними кольцевую сопловую решетку с отверстиями. Внутри корпуса установлены неподвижный вкладыш с центральным отверстием и перемещающиеся относительно него регулирующий элемент и профилированная втулка. При этом между неподвижным вкладышем, регулирующим элементом и профилированной втулкой сформирован криволинейный кольцевой канал с изменяемым проходным сечением, ограниченный кольцевой сопловой решеткой с отверстиями, оси которых наклонены под углом 45÷135° к центральной продольной оси двигателя. Камера сгорания выполнена в виде канала переменного сечения, обеспечивающего разгон продуктов сгорания от дозвуковых до сверхзвуковых скоростей, а профилированное выходное сопло обеспечивает разгон продуктов сгорания до скоростей с числом Маха М≥4.To solve this problem and achieve a technical result, a ramjet engine is proposed that includes an air intake, a gas generator with a charge of solid fuel, a flow regulator connected to it, configured to control the flow of solid fuel combustion products in two stages, and a combustion chamber with a shaped outlet nozzle. The flow regulator comprises a housing including a front cover in the form of a perforated grill, a rear cover and an annular nozzle grill with openings between them. A fixed insert with a central hole and a regulating element and a profiled sleeve moving relative to it are installed inside the housing. In this case, a curved annular channel with a variable bore, bounded by an annular nozzle grill with holes, the axes of which are inclined at an angle of 45 ÷ 135 ° to the central longitudinal axis of the engine, is formed between the stationary insert, the regulating element, and the profiled sleeve. The combustion chamber is made in the form of a channel of variable cross-section, providing acceleration of the combustion products from subsonic to supersonic speeds, and a profiled output nozzle provides acceleration of the combustion products to speeds with a Mach number M≥4.

Заряд твердого топлива может быть кинематически связан с приводом, создающим продольное движение заряда в сторону регулятора расхода со скоростью, равной скорости горения твердого топлива, обеспечивая постоянство свободного объема в газогенераторе.The charge of solid fuel can be kinematically connected with the drive, creating a longitudinal movement of the charge in the direction of the flow regulator with a speed equal to the burning rate of solid fuel, ensuring a constant free volume in the gas generator.

Воздухозаборник выполнен таким образом, что вход в него смещен к регулятору расхода, а воздушный поток наклонен к продольной оси двигателя под углом 10÷20°.The air intake is designed in such a way that the entrance to it is biased towards the flow regulator, and the air flow is inclined to the longitudinal axis of the engine at an angle of 10 ÷ 20 °.

На внутреннюю стенку камеры сгорания может быть нанесено теплозащитное покрытие в виде твердого топлива или полимерного материала, скорость горения которого в 2÷4 раза меньше скорости горения твердого топлива в газогенераторе. Наличие такого покрытия создает активную газовую завесу, защищающую стенки камеры газогенератора, и повышает эффективность ракетно-прямоточного двигателя.A heat-shielding coating in the form of solid fuel or polymer material can be applied to the inner wall of the combustion chamber, the burning rate of which is 2–4 times lower than the burning rate of solid fuel in a gas generator. The presence of such a coating creates an active gas curtain that protects the walls of the chamber of the gas generator, and increases the efficiency of the ramjet engine.

Предлагаемое изобретение поясняется чертежами.The invention is illustrated by drawings.

На фиг. 1 представлен общий вид предлагаемой конструкции РПД с регулятором расхода.In FIG. 1 shows a General view of the proposed design of the RPD with a flow regulator.

На фиг. 2 изображен общий вид РПД, в котором заряд твердого топлива в газогенераторе перемещается со скоростью, равной скорости горения твердого топлива с сохранением постоянной величины свободного объема.In FIG. 2 shows a General view of the RPD, in which the charge of solid fuel in the gas generator moves at a speed equal to the burning rate of solid fuel while maintaining a constant free volume.

На фиг. 3 представлен вариант РПД, когда воздухозаборник выполнен таким образом, что его вход смещен к регулятору расхода.In FIG. 3 shows a variant of RPD when the air intake is designed in such a way that its input is biased towards the flow regulator.

На фиг. 4 представлен общий вид РПД с теплозащитным покрытием, размещенным на внутренней стенке камеры сгорания.In FIG. 4 is a general view of the RPD with a heat-shielding coating located on the inner wall of the combustion chamber.

Газогенератор 1 (фиг. 1, 2, 3, 4) соединен с регулятором расхода 2. Регулятор расхода 2 содержит корпус, состоящий из передней крышки 3 в виде перфорированной решетки, задней крышки 4, в полости которой размещен привод 5, и установленной между ними кольцевой сопловой решетки 6 с отверстиями, оси которых наклонены на 45÷135° к центральной продольной оси двигателя. Внутри корпуса регулятора расхода установлены неподвижный вкладыш 7 с центральным отверстием, регулирующий элемент 8 и профилированная втулка 9. Регулирующий элемент 8 и профилированная втулка 9 установлены на центральном валу 16 и приводятся в движение приводом 5, связанным с центральным валом. Причем между неподвижным вкладышем 7, регулирующим элементом 8 и профилированной втулкой 9 формируется криволинейный кольцевой канал с переменным проходным сечением, который переходит в отверстия сопловой решетки 6. Камера сгорания 10 имеет переменное проходное сечение для разгона продуктов сгорания от дозвуковых до сверхзвуковых скоростей, а выходное сопло 11 выполнено таким образом, чтобы обеспечить разгон продуктов сгорания до скоростей с числом Маха М≥4. Регулятор расхода 2 соединен с газогенератором 1 таким образом, что его передняя крышка находится внутри газогенератора 1, и установлен на входе в камеру сгорания 10. Заряд 12 твердого топлива в газогенераторе перемещается с помощью привода 13 (фиг. 2). Воздухозаборник 14 может быть выполнен осесимметричным и с уменьшенным по длине воздушным каналом, при этом вход воздухозаборника 14 максимально смещен в сторону регулятора расхода 2, а воздушный канал спрофилирован таким образом, что воздушный поток на входе в камеру сгорания 10 наклонен к продольной оси двигателя под углом 10÷20°, что необходимо для обеспечения уменьшения гидравлических потерь в воздушном канале и, как следствие, улучшения перемешивания воздушного потока с продуктами сгорания твердого топлива. На внутреннюю стенку камеры сгорания 10 нанесено или закреплено, например приклеено, теплозащитное покрытие 15 (фиг. 4).The gas generator 1 (Fig. 1, 2, 3, 4) is connected to the flow regulator 2. The flow regulator 2 contains a housing consisting of a front cover 3 in the form of a perforated grill, a rear cover 4, in the cavity of which the actuator 5 is placed, and installed between them annular nozzle lattice 6 with holes, the axes of which are inclined by 45 ÷ 135 ° to the central longitudinal axis of the engine. A fixed insert 7 with a central hole, a regulating element 8 and a profiled sleeve 9 are installed inside the flow regulator case. The regulating element 8 and a profiled sleeve 9 are mounted on the central shaft 16 and are driven by a drive 5 connected to the central shaft. Moreover, between the stationary insert 7, the regulating element 8 and the profiled sleeve 9, a curved annular channel with a variable bore is formed, which goes into the holes of the nozzle grill 6. The combustion chamber 10 has a variable bore for accelerating the combustion products from subsonic to supersonic speeds, and the output nozzle 11 is designed in such a way as to ensure acceleration of the combustion products to speeds with Mach number M≥4. The flow regulator 2 is connected to the gas generator 1 in such a way that its front cover is located inside the gas generator 1 and is installed at the entrance to the combustion chamber 10. The charge of solid fuel in the gas generator is moved using the drive 13 (Fig. 2). The air intake 14 can be made axisymmetric and with a reduced length of the air channel, while the inlet of the air intake 14 is maximally biased towards the flow regulator 2, and the air channel is profiled so that the air flow at the entrance to the combustion chamber 10 is inclined to the longitudinal axis of the engine at an angle 10 ÷ 20 °, which is necessary to ensure the reduction of hydraulic losses in the air channel and, as a result, improve mixing of the air flow with the combustion products of solid fuel. On the inner wall of the combustion chamber 10 is applied or fixed, for example glued, heat-shielding coating 15 (Fig. 4).

Увеличение полноты сгорания достигается интенсификацией процесса перемешивания продуктов газогенерации твердого топлива в головной части камеры сгорания 10 путем организации вдува системы струй с переменным расходом навстречу воздушному потоку или поперек него, при этом из-за увеличения степени турбулизации потока на коротком осевом расстоянии и происходит интенсивное перемешивание топливовоздушной смеси.An increase in the completeness of combustion is achieved by intensifying the process of mixing the products of gas generation of solid fuel in the head of the combustion chamber 10 by organizing the injection of a system of jets with a variable flow towards the air flow or across it, while due to the increase in the degree of turbulization of the flow at a short axial distance, intensive mixing of the fuel-air mixtures.

Регулятор расхода 2 позволяет осуществлять двухступенчатое регулирование расхода продуктов сгорания твердого топлива и распределять их в виде замкнутой веерной струи или системы дискретных струй, истекающих в воздушный поток и способствующих интенсификации перемешивания продуктов сгорания твердого топлива с воздухом, поступающим из воздухозаборника.The flow regulator 2 allows for two-stage control of the flow rate of the solid fuel combustion products and distribute them in the form of a closed fan jet or a system of discrete jets flowing into the air stream and contributing to the intensification of mixing of the solid fuel combustion products with the air coming from the air intake.

Заряд 12, размещенный в газогенераторе 1, выполнен из современных твердых топлив на основе высокоэффективных окислителей, в том числе с добавками металлов и их соединений, например соединениями бора. Регулятор 2 позволяет изменять расход предварительно газифицированного в ГГ твердого топлива в соответствии с потребным законом изменения расхода твердого топлива и коэффициентом соотношения компонентов (воздух/расход твердого топлива) по траектории. Передняя крышка 3 регулятора расхода в виде перфорированной решетки с отверстиями используется для осаждения крупной фракции конденсированных продуктов сгорания вышеуказанного твердого топлива. Центральные оси отверстий решетки расположены под углом 20÷30° к центральной продольной оси регулятора расхода 2, такое исполнение обеспечивает уменьшение конденсированной фазы в продуктах сгорания, поступающих в регулятор расхода 2, что обеспечивает его наиболее эффективную работу.The charge 12, placed in the gas generator 1, is made of modern solid fuels based on highly effective oxidizing agents, including with the addition of metals and their compounds, for example, boron compounds. Regulator 2 allows you to change the flow rate of solid fuel previously gasified in the GG in accordance with the required law of changing the flow rate of solid fuel and the coefficient of the ratio of components (air / flow rate of solid fuel) along the path. The front cover 3 of the flow controller in the form of a perforated lattice with holes is used to precipitate a large fraction of the condensed combustion products of the above solid fuels. The central axis of the holes of the lattice are located at an angle of 20 ÷ 30 ° to the central longitudinal axis of the flow regulator 2, this design reduces the condensed phase in the combustion products entering the flow regulator 2, which ensures its most efficient operation.

Внутри регулятора расхода 2 сформирован кольцевой канал с постепенно изменяющейся площадью поперечного сечения, в котором происходит разгон потока до скорости ~0,9 М. Критическое сечение канала формируется между неподвижным вкладышем и регулирующим элементом, который через центральный вал 16 приводится в движение приводом. За критическим сечением формируется канал с переменной площадью поперечного сечения, который сообщается с отверстиями в кольцевой сопловой решетке регулятора расхода. Оси указанных отверстий наклонены к центральной продольной оси двигателя под углом 45÷135°. Отверстия в кольцевой сопловой решетке выполнены таким образом, чтобы обеспечить либо замкнутую (кольцевую) веерную струю, либо систему дискретных струй, разгоняющихся в воздушном потоке до звуковой или сверхзвуковой скорости. Это увеличивает интенсивность процесса перемешивания продуктов сгорания твердого топлива с воздухом и улучшает горение смеси.An annular channel with a gradually changing cross-sectional area is formed inside the flow regulator 2, in which the flow accelerates to a speed of ~ 0.9 M. A critical section of the channel is formed between the stationary insert and the control element, which is driven by the drive through the central shaft 16. Behind the critical section, a channel with a variable cross-sectional area is formed, which communicates with the holes in the annular nozzle grill of the flow regulator. The axes of these holes are inclined to the central longitudinal axis of the engine at an angle of 45 ÷ 135 °. The holes in the annular nozzle lattice are designed in such a way as to provide either a closed (annular) fan jet or a system of discrete jets accelerating in the air stream to sonic or supersonic speeds. This increases the intensity of the process of mixing the products of combustion of solid fuels with air and improves the combustion of the mixture.

Камера сгорания и выходное сопло могут быть выполнены, например, в виде расширяющихся конусов: камера сгорания в виде конуса с малым углом раскрытия 5÷7°, обеспечивающим разгон смеси воздух + продукты сгорания твердого топлива до малых сверхзвуковых скоростей (М=1,2…2,0), сопло - в виде расширяющегося конуса с углом раскрытия до 30°, обеспечивающим безотрывный разгон потока до значений М≥4. Профилирование камеры сгорания и выходного сопла может выполняться по кривым, обеспечивающим плавное изменение площади поперечного сечения.The combustion chamber and the outlet nozzle can be made, for example, in the form of expanding cones: a combustion chamber in the form of a cone with a small opening angle of 5 ÷ 7 °, which accelerates the mixture of air + solid fuel combustion products to low supersonic speeds (M = 1.2 ... 2.0), the nozzle - in the form of an expanding cone with an opening angle of up to 30 °, providing continuous acceleration of the flow to values of M≥4. The profiling of the combustion chamber and the outlet nozzle can be performed along curves providing a smooth change in the cross-sectional area.

Кроме того, для поддержания стабильной температуры продуктов сгорания свободный объем в газогенераторе обеспечивается постоянным путем перемещения заряда твердого топлива в газогенераторе.In addition, in order to maintain a stable temperature of the combustion products, the free volume in the gas generator is provided by constant by moving the charge of solid fuel in the gas generator.

РПД работает следующим образом. Стартово-разгонный двигатель разгоняет крылатый летательный аппарат (ракету) до расчетной высоты и скорости полета. За 0,3…0,5 секунд до завершения разгона подается сигнал на воспламенительное устройство газогенератора 1. С замедлением 0,1…0,2 секунд до окончания разгона открываются заглушки (не показаны) воздухозаборника 14, через который воздух поступает в камеру сгорания 10. Стартово-разгонная ступень выбрасывается из ракеты и происходит запуск РПД. В процессе работы РПД осуществляется регулирование расхода посредством регулятора расхода 2, а продукты неполного сгорания твердого топлива, истекающие через отверстия кольцевой сопловой решетки 6, поступают в воздушный поток, идущий из воздухозаборника 14 в камеру сгорания 10, где происходит их догорание. Двухступенчатое регулирование расхода осуществляется следующим образом: первая ступень - за счет изменения площади критического сечения, реализованного между неподвижным вкладышем 7 и регулирующим элементом 8; вторая ступень - после перемещения регулирующего элемента 8 в крайнее правое положение, при этом критическое сечение реализуется в кольцевом канале, образованном между неподвижным вкладышем 7, регулирующим элементом и профилированной втулкой 9, а регулирование расхода при этом осуществляется путем изменения давления продуктов сгорания в газогенераторе 1. В зависимости от параметров и динамики взаимодействия потока воздуха и струй продуктов сгорания реализуются различные режимы перемешивания потоков на входе в камеру сгорания. Дополнительный подогрев воздуха в камере сгорания при этом происходит при сгорании теплозащитного покрытия 15.RPD works as follows. The starting and starting engine accelerates the winged aircraft (rocket) to the calculated altitude and speed. 0.3 ... 0.5 seconds before the acceleration is completed, a signal is sent to the igniter device of the gas generator 1. With a slowdown of 0.1 ... 0.2 seconds, the plugs (not shown) of the air intake 14 are opened through which air enters the combustion chamber 10 The starting-booster stage is ejected from the rocket and the RPD is launched. During the operation of the RPD, the flow rate is controlled by the flow regulator 2, and the products of incomplete combustion of solid fuel flowing through the holes of the annular nozzle grill 6 enter the air flow coming from the air intake 14 into the combustion chamber 10, where they burn out. Two-stage flow control is carried out as follows: the first stage - due to changes in the critical section area realized between the stationary insert 7 and the regulating element 8; the second stage - after moving the regulating element 8 to the extreme right position, while the critical section is realized in the annular channel formed between the stationary insert 7, the regulating element and the profiled sleeve 9, and the flow rate is controlled by changing the pressure of the combustion products in the gas generator 1. Depending on the parameters and dynamics of the interaction of the air flow and the jets of combustion products, various modes of mixing the flows at the entrance to the combustion chamber are implemented. Additional heating of the air in the combustion chamber in this case occurs during the combustion of the heat-protective coating 15.

Изобретение позволяет повысить эффективность рабочего процесса (удельный импульс) за счет повышения полноты сгорания твердого топлива в воздушном потоке.The invention improves the efficiency of the working process (specific impulse) by increasing the completeness of combustion of solid fuel in the air stream.

Claims (4)

1. Ракетно-прямоточный двигатель, содержащий воздухозаборник, газогенератор с зарядом твердого топлива, соединенный с ним регулятор расхода, выполненный с возможностью двухступенчатого регулирования расхода продуктов сгорания твердого топлива, камеру сгорания с профилированным выходным соплом, отличающийся тем, что регулятор расхода содержит корпус, включающий переднюю крышку в виде перфорированной решетки, заднюю крышку и установленную между ними кольцевую сопловую решетку с отверстиями, внутри корпуса установлены неподвижный вкладыш с центральным отверстием и перемещающиеся относительно него регулирующий элемент и профилированная втулка, при этом между неподвижным вкладышем, регулирующим элементом и профилированной втулкой сформирован криволинейный кольцевой канал с изменяемым проходным сечением, ограниченный кольцевой сопловой решеткой с отверстиями, оси которых наклонены под углом 45÷135° к центральной продольной оси двигателя, при этом камера сгорания выполнена в виде канала переменного сечения, обеспечивающего разгон продуктов сгорания от дозвуковых до сверхзвуковых скоростей, а профилированное выходное сопло выполнено таким образом, что обеспечивает разгон продуктов сгорания до скоростей с числом Маха M≥4.1. A ramjet engine containing an air intake, a gas generator with a solid fuel charge, a flow controller connected to it, configured to control the flow rate of solid fuel combustion products in two steps, a combustion chamber with a profiled output nozzle, characterized in that the flow controller comprises a housing including a front cover in the form of a perforated grill, a rear cover and an annular nozzle grill with holes installed between them, fixed on breathing with a central hole and a regulating element and a profiled sleeve moving relative to it, while a curved annular channel with a variable passage section bounded by an annular nozzle grill with holes whose axes are inclined at an angle of 45 ÷ 135 ° is formed between the stationary insert, the regulating element and the profiled sleeve to the central longitudinal axis of the engine, while the combustion chamber is made in the form of a channel of variable cross-section, providing acceleration of the combustion products from subsonic to supersonic speeds, and a profiled output nozzle is designed in such a way that provides acceleration of combustion products to speeds with a Mach number M≥4. 2. Ракетно-прямоточный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что заряд твердого топлива кинематически связан с приводом, создающим продольное движение заряда в сторону регулятора расхода со скоростью, равной скорости горения твердого топлива, обеспечивая постоянство свободного объема в газогенераторе.2. A ramjet engine according to claim 1, characterized in that the charge of solid fuel is kinematically connected to the drive, creating a longitudinal movement of the charge towards the flow regulator at a speed equal to the burning rate of solid fuel, ensuring a constant free volume in the gas generator. 3. Ракетно-прямоточный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что воздухозаборник выполнен таким образом, что вход в него смещен к регулятору расхода, а воздушный поток наклонен к продольной оси двигателя под углом 10÷20°.3. A ramjet engine according to claim 1, characterized in that the air intake is designed so that the inlet is biased towards the flow regulator and the air flow is inclined to the longitudinal axis of the engine at an angle of 10 ÷ 20 °. 4. Ракетно-прямоточный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что на внутреннюю стенку камеры сгорания нанесено теплозащитное покрытие в виде твердого топлива или полимерного материала, скорость горения которого в 2÷4 раза меньше скорости горения твердого топлива в газогенераторе.4. A ramjet engine according to claim 1, characterized in that a heat-protective coating in the form of solid fuel or polymer material is applied to the inner wall of the combustion chamber, the burning rate of which is 2-4 times lower than the burning rate of solid fuel in a gas generator.
RU2015149508A 2015-11-19 2015-11-19 Rocket-ramjet engine with adjustable flow rate of solid fuel RU2615889C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015149508A RU2615889C1 (en) 2015-11-19 2015-11-19 Rocket-ramjet engine with adjustable flow rate of solid fuel

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015149508A RU2615889C1 (en) 2015-11-19 2015-11-19 Rocket-ramjet engine with adjustable flow rate of solid fuel

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2615889C1 true RU2615889C1 (en) 2017-04-11

Family

ID=58642336

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015149508A RU2615889C1 (en) 2015-11-19 2015-11-19 Rocket-ramjet engine with adjustable flow rate of solid fuel

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2615889C1 (en)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112555051A (en) * 2020-12-04 2021-03-26 华中科技大学 Scramjet engine based on lightning arc discharge ignition technology
RU2750244C1 (en) * 2020-12-09 2021-06-24 Акционерное общество "Машиностроительное конструкторское бюро "Искра" имени Ивана Ивановича Картукова" (АО "МКБ "Искра") Flow regulator for gas generation products of a ram rocket engine

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4023355A (en) * 1972-02-24 1977-05-17 Thiokol Corporation Combination diffuser, thermal barrier, and interchamber valve for rockets
SU1763696A1 (en) * 1990-04-02 1992-09-23 Казанский Авиационный Институт Им.А.Н.Туполева Method and device for forming operating process of rocket-ramjet engine
RU2195566C2 (en) * 2000-02-21 2002-12-27 Иркутский военный авиационный инженерный институт Rocket ramjet engine
RU2223410C1 (en) * 2002-06-26 2004-02-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" Solid propellant control unit
RU2315193C1 (en) * 2006-04-14 2008-01-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") Ramjet engine with lengthwise heat-mass distribution

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4023355A (en) * 1972-02-24 1977-05-17 Thiokol Corporation Combination diffuser, thermal barrier, and interchamber valve for rockets
SU1763696A1 (en) * 1990-04-02 1992-09-23 Казанский Авиационный Институт Им.А.Н.Туполева Method and device for forming operating process of rocket-ramjet engine
RU2195566C2 (en) * 2000-02-21 2002-12-27 Иркутский военный авиационный инженерный институт Rocket ramjet engine
RU2223410C1 (en) * 2002-06-26 2004-02-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" Solid propellant control unit
RU2315193C1 (en) * 2006-04-14 2008-01-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") Ramjet engine with lengthwise heat-mass distribution

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112555051A (en) * 2020-12-04 2021-03-26 华中科技大学 Scramjet engine based on lightning arc discharge ignition technology
RU2750244C1 (en) * 2020-12-09 2021-06-24 Акционерное общество "Машиностроительное конструкторское бюро "Искра" имени Ивана Ивановича Картукова" (АО "МКБ "Искра") Flow regulator for gas generation products of a ram rocket engine

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US9816463B2 (en) Ramjet including a detonation chamber and aircraft comprising such a ramjet
US6442930B1 (en) Combined cycle pulse detonation turbine engine
US6666018B2 (en) Combined cycle pulse detonation turbine engine
US4741154A (en) Rotary detonation engine
US6347509B1 (en) Pulsed detonation engine with ejector bypass
US7775460B2 (en) Combustion nozzle fluidic injection assembly
US3667233A (en) Dual mode supersonic combustion ramjet engine
RU2674172C1 (en) Turbo engine and method for operation thereof
US5224344A (en) Variable-cycle storable reactants engine
RU2615889C1 (en) Rocket-ramjet engine with adjustable flow rate of solid fuel
US9726115B1 (en) Selectable ramjet propulsion system
US11898757B2 (en) Rotating detonation propulsion system
US3514957A (en) High speed propulsion engine
JP2007170397A (en) Propulsion system for producing thrust and nozzle for forming fluid throat
US9217392B2 (en) Vortex cannon with enhanced ring vortex generation
US3355891A (en) Ram jet engine and fuel injection system therefor
RU173530U1 (en) Powerplant hypersonic aircraft
RU157750U1 (en) TURBO-ROW AIR REACTIVE ENGINE
RU2262000C2 (en) Hypersonic ramjet engine and method of organization of combustion
RU2681733C1 (en) Camera lpr
US4516660A (en) Ejector and method for controlling jet engine noise
RU2627310C1 (en) Ramjet engine with open-type gas generator and adjustable solid fuel flow
Pelosi-Pinhas et al. Solid-fuel ramjet regulation by means of an air-division valve
RU2799263C1 (en) Integrated direct-flow air-jet engine
RU2278986C1 (en) Combination air-jet engine