RU2663252C1 - Система подачи углеводородного топлива для гиперзвукового летательного аппарата и способ подачи топлива в систему - Google Patents
Система подачи углеводородного топлива для гиперзвукового летательного аппарата и способ подачи топлива в систему Download PDFInfo
- Publication number
- RU2663252C1 RU2663252C1 RU2017119318A RU2017119318A RU2663252C1 RU 2663252 C1 RU2663252 C1 RU 2663252C1 RU 2017119318 A RU2017119318 A RU 2017119318A RU 2017119318 A RU2017119318 A RU 2017119318A RU 2663252 C1 RU2663252 C1 RU 2663252C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuel
- collector
- combustion chamber
- steam
- ramjet
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C30/00—Supersonic type aircraft
-
- 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
Abstract
Изобретение относится к гиперзвуковым летательным аппаратам [ГЛА] с прямоточными реактивно-воздушными двигателями [ПВРД]. В системе подачи углеводородного топлива для ГЛА, содержащего ПВРД с камерой сгорания, система активной тепловой защиты обшивки ГЛА выполнена в виде охлаждающей испарительной системы с теплоносителем, состоящей из капиллярно-пористой структуры с каналами подвода теплоносителя - воды и отвода его паров. Система содержит парокеросиновый смеситель, топливный трубопровод с регулирующим клапаном и двумя коллекторами, расположенными на внешней стенке тракта прямоточного двигателя. Первый коллектор с отверстиями подачи исходного топлива расположен за горлом воздухозаборника, а второй коллектор - перед камерой сгорания. Способ подачи топлива в систему включает подачу углеводородного топлива через трубопровод с регулирующим клапаном в первый коллектор и, через его отверстия, в тракт прямоточного двигателя. Другую часть топлива испаряют перегретыми парами воды в парокеросиновом смесителе и парокеросиновую смесь подают через второй коллектор в двухконтурный щелевидный термохимический реактор, а из него - в сверхзвуковую камеру сгорания. Обеспечивается увеличение дальности полета. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.
Description
Изобретение относится к гиперзвуковым летательным аппаратам [ГЛА] с прямоточными реактивно-воздушными двигателями [ПВРД] и может быть использовано для разработки систем подачи к ним углеводородного топлива.
Реализация гиперзвуковой скорости полета в плотных слоях атмосферы на углеводородном топливе [УВТ] требует комплексного подхода к решению как по активной тепловой защите обшивки планера ГЛА от аэродинамического разогрева, так и по устойчивости горения УВТ в сверхзвуковом потоке воздуха в ПВРД, а также по типу катализатора.
Активная тепловая защита (патент №2088495) обшивки планера ЛА, основанная на испарительной системе охлаждения, где теплоносителем является вода - лучший теплоноситель в подобных системах с теплотой парообразования равной 2300 кДж/кг - обеспечивает надежную теплозащиту конструкции планера ГЛА в плотных слоях атмосферы при соблюдении необходимых требований, а именно:
- по доставке теплоносителя к охлаждаемой поверхности;
- по удержанию теплоносителя в пристеночной области охлаждаемой поверхности при воздействии инерциальных сил
- по исключению перехода от мелкопузырькового кипения к пленочному;
- по разделению жидкой фазы от паровой при кипении теплоносителя на внутренней стенке охлаждаемой поверхности.
Создание модели такой тепловой защиты показало, что она сложна в изготовлении.
В паровой каталитической конверсии, проводимой в бортовом термохимическом реакторе [ТХР], при разложении части исходного УВТ на каталитической поверхности ТХР с парами воды в соотношении 1:2, обращает на себя внимание «температурный фактор процесса», который влияет на глубину превращения исходного топлива. Таким образом, ТХР с каталитическим покрытием является определяющим и конечным элементом в замкнутом цикле по наработке водородосодержащего газа на борту ГЛА.
Важной характеристикой катализатора является такой параметр, как порозность - это отношение площади каталитической поверхности к его массе.
Например, если порозность катализатора на керамической основе составляет около 800 м2/г, то на металлической основе не более 8 м2/г, а наработка продуктов конверсии зависит прямо пропорционально от порозности катализатора.
Все расчеты по наработке продуктов конверсии проводились на катализаторах с керамической основой и толщина ТХР на скоростях от 12 М до 14 М находится в пределах от 1,5 метров до 3 метров - эти данные были получены расчетным путем.
В настоящее время разработаны новые технологии, которые позволяют достигать на некоторых материалах порозности до 2000 м2/г. Используя эти технологии, при изготовлении бортовых катализаторов можно значительно увеличить их химическую активность, а это позволит нарабатывать большее количество водородосодержащего газа, что приведет к снижению массы и габаритов бортового ТХР.
Известна система подачи углеводородного топлива для ГЛА (патент РФ №2059537), содержащая ПВРД с камерой сгорания [КС], тракт прямоточного двигателя, систему тепловой защиты. В данном случае система тепловой защиты ЛА с каталитическим реактором химической регенерации тепла выполнена в виде высокотемпературного и низкотемпературного химических реакторов.
Известен способ подачи углеводородного топлива в систему (патент РФ №2046203) для ГЛА, при котором исходное УВТ подвергают термическому превращению в присутствии перегретых паров воды и полученную водородосодержащую топливную смесь подают в КС, причем термическое превращение УВТ осуществляют в присутствии катализатора.
Однако такие система и способ подачи топлива не могут обеспечить дальность полета ЛА, т.к. не обеспечивается устойчивость горения.
Кроме того, не удается добиться оптимального охлаждения из-за расположения ТХР под обшивкой ЛА, вследствие чего температура обшивки достигает более 1000 градусов, что значительно повышает пожароопасность и не соответствует требованиям техники безопасности.
Технической задачей является повышение дальности полета ГЛА путем обеспечения устойчивости горения и эффективности охлаждении конструкции ЛА.
Технический результат достигается тем, что в системе подачи углеводородного топлива для ГЛА, содержащей ПВРД с камерой сгорания, тракт прямоточного двигателя и систему тепловой защиты, система активной тепловой защиты обшивки ГЛА выполнена в виде охлаждающей испарительной системы с теплоносителем, состоящей из капиллярно-пористой структуры с каналами подвода теплоносителя - воды и отвода его паров, расположенной между внутренней и внешней оболочками обшивки ЛА, дополнительно содержит парокеросиновый смеситель, топливный трубопровод с регулирующим клапаном и двумя коллекторами, расположенными на внешней стенке тракта прямоточного двигателя; при этом первый коллектор с отверстиями подачи исходного топлива расположен за горлом воздухозаборника, а второй коллектор - перед камерой сгорания, и двухконтурный щелевидный с каталитическим покрытием ТХР с отверстиями, расположенными в шахматном порядке с отверстиями подачи исходного топлива первого коллектора.
В способе подачи УВТ в систему для ГЛА, при котором исходное УВТ подвергают термическому превращению в присутствии перегретых паров воды и полученную водородосодержащую топливную смесь подают в КС, причем термическое превращение УВТ осуществляют в присутствии катализатора, одну часть исходного топлива через трубопровод с регулирующим клапаном подают в первый коллектор и, через его отверстия, в тракт прямоточного двигателя для смешивания со сверхзвуковым воздушным потоком, другую часть топлива испаряют перегретыми парами воды в парокеросиновом смесителе в соотношении 1: 2 и эту парокеросиновую смесь подают через второй коллектор в двухконтурный щелевидный ТХР, где на каталитическом покрытии реализуют паровую конверсию топлива с наработкой водородосодержащего газа, а из него – в КС.
Таким образом, ПВРД сверхзвукового горения [ПВРД с.г.],. существует только в комплексе со всеми физико-химическими процессами на борту ЛА, которые заканчиваются наработкой необходимого водородосодержащего газа, поступающего в топливно-воздушный поток, что обеспечивает устойчивое горение исходному топливу в сверхзвуковой КС. С этого момента ПВРД с дозвуковым горением становится ПВРД со сверхзвуковым горением.
Сущность изобретения основана на идее активного взаимодействия ЛА с набегающим потоком воздуха, которая заключается в возврате части тепловой энергии от «паразитного» разогрева воздуха с дальнейшим ее использованием для наработки продуктов конверсии - водородосодержащего газа, которые в сочетании с исходным топливом обеспечивают его устойчивое горение в сверхзвуковой КС.
Расположение ТХР на внешней обшивке КС ПВРД с дозвуковым горением позволяет нарабатывать продукты конверсии с момента его запуска.
Под давлением в ТХР и всасывающей силы, образуемой сверхзвуковым топливовоздушным потоком, данная наработанная газообразная смесь поступает в пристеночную область по периметру внутренней стенки КС, самовоспламеняется, что повышает температуру внешней части топливовоздушного потока до температуры самовозгорания УВТ. Этот поэтапный, непрерывный процесс самовозгорания УВТ обеспечивает полноту и устойчивость его сгорания.
Для перехода со сверхзвуковой на гиперзвуковую скорость полета летательного аппарата необходима наработка продуктов конверсии - водородосодержащего газа в количестве ≥12%, что позволит реализовать переход с дозвукового на сверхзвуковое горение исходного топлива в ПВРД с.г. и приведет к дальнейшему росту скорости на траектории разгона с последующим выходом на оптимальную крейсерскую высоту полета ГЛА.
На дозвуковом горении в ПВРД максимально достижимая скорость полета составляет 4,5М, где располагаемая тяга уравнивается с потребной и, чтобы достичь большей скорости полета, необходимо увеличить располагаемую тягу, а это возможно при переходе с дозвукового на сверхзвуковое горение. Известно, что располагаемая тяга зависит от степени подогрева потока воздуха в КС, а потребная тяга зависит от аэродинамического качества ЛА, т.е.
Pp - располагаемая тяга;
τ - степень подогрева потока воздуха в КС;
Pп - потребная тяга;
К - аэродинамическое качество ЛА.
При переходе на сверхзвуковое горение снижается степень сжатия потока воздуха в тракте прямоточного двигателя, что снижает температуру этого потока на входе в КС, а это ведет к увеличению его степени подогрева:
где Tкс - температура в КС;
Евх - температура на входе в КС.
Таким образом, при переходе на сверхзвуковое горение происходит скачкообразный рост располагаемой тяги, что ведет к дальнейшему увеличению скорости, точка перехода с дозвукового на сверхзвуковое горение, является отправной точкой начала гиперзвуковой скорости на траектории разгона ГЛА с последующим выходом на оптимальную высоту в крейсерском режиме его полета.
В дальнейшем максимально достижимая скорость полета на гиперзвуке наступает при уравнивании располагаемой и потребной тяг для конкретных параметров по аэродинамическому качеству, степени сжатия в горле воздухозаборника ПВРД со сверхзвуковым горением и при максимальном значении пропульсивного КПД. Пропульсивный КПД - это отношение работы тяги к теплу, сообщенному потоку воздуха в камере сгорания.
Крейсерский полет ГЛА в плотных слоях атмосферы на углеводородном топливе возможен при решении двух основополагающих задачах:
- обеспечить активную тепловую защиту обшивки планера ГЛА от аэродинамического разогрева
- добиться устойчивого горения исходного УВТ в сверхзвуковой КС ПВРД с.г.
Вода, необходимая для испарительной системы охлаждения, в дальнейшем используется в термическом процессе превращения исходного топлива в системе химической регенерации тепла, поэтому ТХР располагается в самой «горячей» области на борту ЛА, т.е. на внешней стенке КС прямоточного двигателя, где нарабатываются продукты конверсии, состоящие из парогазовой смеси, в состав которой входит водородосодержащий газ следующего состава:
Водорода (Н2) | -70% |
Окиси углерода (СО) | - 24% |
Оксида углерода (СO2) | - 6% |
Проценты даны в объемных единицах. Водородосодержащий газ, нарабатываемый в бортовом ТХР в необходимом количестве (≥12%) и под избыточном давлением в ТХР и всасывающей силы, образуемый сверхзвуковым топливовоздушным потоком, поступает в пристеночную область КС с температурой 850С0.
За время задержки самовоспламенения, водород диффундирует в поверхностный топливовоздушный слой, самовоспламеняется по его периметру в КС, что ведет к повышению температуры до самовозгорания поверхностного слоя исходного УВТ.
Самовозгорание - это химическая реакция самопроизвольного процесса окисления топлива, которая не зависит от скорости потока среды. Полнота сгорания УВТ в сверхзвуковом потоке воздуха прямоточного двигателя зависит от соотношения длины и диаметра камеры сгорания - все эти требования должны находиться в полном соответствии с интеграцией планера и двигателя, которая определяет крейсерскую оптимальную высоту полета ГЛА. Только в таком случае возможно добиться максимального значения как пропульсивного КПД, так и максимальной гиперзвуковой скорости его полета.
Изобретение иллюстрируется чертежом, где на фиг. 1 представлен пример выполнения конструкции системы подачи углеводородного топлива для ГЛА и схематическое отображение всех физико-химических процессов при подаче углеводородного топлива в систему, происходящих на борту ЛА при его активном взаимодействии с набегающим потоком воздуха в плотных слоях атмосферы на углеводородном топливе.
На фиг. 2 - график характеристик топлив для различных воздушно-реактивных двигателей.
На фиг. 3 - пропульсивный КПД для различных типов двигателей.
ГЛА содержит внешнюю оболочку 1, внутреннюю оболочку 2, систему активной тепловой защиты 3, размещенную между оболочками 1 и 2. Вода из бака 4 подается в систему тепловой защиты 3.
Часть исходного топлива - в данном случае из бака 5 - подают через топливный трубопровод 6 и регулирующий клапан 7 в первый коллектор 8, расположенный за горлом воздухозаборника 9, и, через его отверстия, в тракт прямоточного двигателя 10, где происходит смешение исходного топлива с сверхзвуковым потоком воздуха, сжатым до оптимальных значений соплом 11. Истекающие газы из камеры сгорания 12 на срезе сопла 11 создают необходимую тягу для реализации гиперзвукового полета ЛА.
Образовавшийся в системе тепловой защиты 3 пар с последующим подогревом в пароканале 13 поступает в парокеросиновый смеситель 14, где этими перегретыми парами испаряется другая часть исходного углеводородного топлива - в данном случае из бака 15 - с дальнейшим их смешением в соотношении 2:1, эту смесь подают через второй коллектор 16 в двухконтурный щелевидный ТХР 17, где на его каталитической поверхности реализуется паровая конверсия части исходного топлива с наработкой водородосодержащего газа. Через отверстия (не показаны) двухконтурного щелевидного ТХР 17, расположенные в шахматном порядке с отверстиями подачи исходного топлива первого коллектора 8, эту водородосодержащую смесь подают в камеру сгорания 12.
Попадание ее в сверхзвуковой воздушный поток сопровождается снижением как концентрации водорода (но не ниже 4% объемных), так и его температуры - не ниже 530 С, только при этих условиях происходит его самовоспламенение.
На графике фиг. 2 представлены характеристики топлив, а именно - удельный импульс топлива в секундах, для воздушно-реактивных двигателей: 18 - газотурбинный двигатель, работающий на водороде; 19 -- газотурбинный двигатель, работающий на углеводороде; 20 - ПВРД на водороде; 21 - ПВРД на углеводороде; 22 - ПВРД сг на водороде; 23 - ПВРД сг на углеводороде; 24 - ракетный двигатель.
Из графика видно, что на интервале скоростей от 4М до 6М удельный импульс УВТ (JP) - есть величина постоянная.
На графике фиг. 3 показаны пропульсивные КПД различных типов двигателей: 25 - двухконтурный; 26 - реактивный; 27 - прямоточный; 28 - ПВРД со сверхзвуковым горением. Рост скорости полета зависит прямо пропорционально от величины пропульсивного КПД.
Был изготовлен макет предлагаемой обшивки планера, он испытан на лабораторном стенде при теплонагружениях, соответствующих скорости полета 6 М. При этом температура на внешней поверхности макета, которая имитировала область около точки торможения, была менее 250С0. При переходе на цилиндрическую поверхность обшивки планера ГЛА температура понижалась до 1000C. У ГЛА на скорости 6 М, при доле топлива 0,5 время полета составляет около одного часа. При такой продолжительности полета достаточно соотношения воды к части УВТ как 2:1, это соотношение обеспечивает как защиту катализатора от закоксованности парами воды, так и наработку необходимого количества водородосодержащего газа для перехода на сверхзвуковое горение исходного топлива в ПВРД сг.
Наличие воды в системе активного охлаждения и в паровой каталитической конверсии снижает удельную теплоту сгорания исходного топлива с Hu=43⋅106 Дж/кг до Нu(МТ)=40⋅106 Дж /кг для модифицированного топлива [МТ].
Для этих полученных исходных данных определим максимально достижимую скорость полета ГЛА на крейсерской высоте равной Нп=27⋅103 м при максимальном пропульсивном КПД (ηp): ηр=0,6.
По определению пропульсивного КПД - это отношение работы тяги (Н⋅м) к теплу (Дж), сообщенному потоку воздуха в КС.
где Р - потребная тяга, кг
Qкс - количество тепловой энергии, подведенной к потоку воздуха в КС на том же интервале времени, Дж.
Для удобства расчета по определению максимальной скорости полета ГЛА зададимся интервалом времени, равным одной секунде, тогда выражение (1) можно преобразовать через секундный расход МТ:
где mT - секундный расход модифицированного топлива, кг/с;
Нu(МТ) - удельная теплота его сгорания, Дж/кг.
На интервале разгона от 4 М до 6 М, согласно графику на фиг. 2
Таким образом, из выражения (4) видно, что рост скорости полета Uп прямо пропорционален росту пропульсивного КПД.
Согласно графику на фиг. 3 пропульсивный КПД на разгонной траектории от 4 М до 6 М достигает своего максимального значения: ηр=0,6. Дальнейший рост скорости полета ведет к монотонному падению пропульсивного КПД, что приводит к снижению скорости - данное утверждение приведено в книге «Аэродинамическое проектирование самолетов», автор Д. Кюхеман.
Если равенство ηр=0,6 развернуть, то становится понятен физический смысл пропульсивного КПД, т.е. тепловая энергия запасенного топлива при ηр=0,6 распределяется следующим образом:
0,6 Дж - идет на полезную работу тяги, а
0,4 Дж - на «паразитный» разогрев набегающего потока воздуха.
Следовательно, рост скорости полета ГЛА зависит от преобразователя тепловой энергии в полезную работу тяги, т.е. от ПВРД с. г. - это возможно достичь на разгонной траектории при условии механизации воздухозаборника и КС для сохранения их оптимальных параметров.
Определим максимальную крейсерскую скорость (Uп) при ηр=0,6 на крейсерской высоте полета ГЛА, равной 27⋅103 м, где скорость звука αзв=298,78 м/с; земное ускорение g=9,724 м/с2.
На графике фиг. 2 при удельной теплоте сгорания Нu=43⋅106 Дж/кг импульс равен 1260 с. При пересчете на МТ с удельной теплотой сгорания Нu(МТ)=40⋅106 Дж/кг удельный импульс модифицированного топлива составит Jс(MT)=1172 с.
Из выражения (4) определим Uп:
При технической реализации концепции эта скорость, как показывает практика, будет несколько ниже - это подтверждается американцами. Испытания по программе Х-51А проводятся в исследовательском центре НАСА Лэнгли. Целью этой программы является демонстрация возможности создания ПВРД с. г. масштабируемой размерности, исследования по выбору и разработке термостойких материалов, интеграции планера и двигателя, а также других ключевых технологий необходимых для осуществления полета в интервале от 4,5 М до 6,5 М.
Таким образом, при полете ГЛА в плотных слоях атмосферы на углеводородном топливе, с последующей его модификацией, была достигнута максимальная скорость полета, полученная расчетным путем, равная 7 М, с последующим выходом на оптимальную крейсерскую высоту полета.
Claims (2)
1. Система подачи углеводородного топлива для гиперзвукового летательного аппарата, содержащая прямоточный реактивно-воздушный двигатель с камерой сгорания, тракт прямоточного двигателя, систему тепловой защиты, отличающаяся тем, что система активной тепловой защиты обшивки гиперзвукового летательного аппарата выполнена в виде охлаждающей испарительной системы с теплоносителем, состоящей из капиллярно-пористой структуры с каналами подвода теплоносителя - воды и отвода его паров, расположенной между внутренней и внешней оболочками обшивки летательного аппарата, парокеросиновый смеситель, топливный трубопровод с регулирующим клапаном и двумя коллекторами, расположенными на внешней стенке тракта прямоточного двигателя; при этом первый коллектор с отверстиями подачи исходного топлива расположен за горлом воздухозаборника, а второй коллектор - перед камерой сгорания, и двухконтурный щелевидный с каталитическим покрытием термохимический реактор с отверстиями, расположенными в шахматном порядке с отверстиями подачи исходного топлива первого коллектора.
2. Способ подачи углеводородного топлива в систему для гиперзвукового летательного аппарата, при котором исходное углеводородное топливо подвергают термическому превращению в присутствии перегретых паров воды и полученную водородсодержащую топливную смесь подают в камеру сгорания, причем термическое превращение углеводородного топлива осуществляют в присутствии катализатора, отличающийся тем, что одну часть исходного топлива через трубопровод с регулирующим клапаном подают в первый коллектор и, через его отверстия, в тракт прямоточного двигателя для смешивания со сверхзвуковым воздушным потоком, другую часть топлива испаряют перегретыми парами воды в парокеросиновом смесителе в соотношении 1:2 и эту парокеросиновую смесь подают через второй коллектор в двухконтурный щелевидный термохимический реактор, где на каталитическом покрытии реализуют паровую конверсию топлива с наработкой водородсодержащего газа, а из него - в камеру сгорания.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017119318A RU2663252C1 (ru) | 2017-08-03 | 2017-08-03 | Система подачи углеводородного топлива для гиперзвукового летательного аппарата и способ подачи топлива в систему |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017119318A RU2663252C1 (ru) | 2017-08-03 | 2017-08-03 | Система подачи углеводородного топлива для гиперзвукового летательного аппарата и способ подачи топлива в систему |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2663252C1 true RU2663252C1 (ru) | 2018-08-03 |
Family
ID=63142778
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2017119318A RU2663252C1 (ru) | 2017-08-03 | 2017-08-03 | Система подачи углеводородного топлива для гиперзвукового летательного аппарата и способ подачи топлива в систему |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2663252C1 (ru) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN111878238A (zh) * | 2020-07-23 | 2020-11-03 | 西北工业大学 | 一种用以降低飞行器部件温度的双层冷却通道 |
RU2752960C1 (ru) * | 2020-07-03 | 2021-08-11 | Виктор Николаевич Исаков | Камера сгорания с каталитическим покрытием для прямоточного воздушно-реактивного двигателя и способ нанесения каталитического покрытия |
EP4286672A1 (en) * | 2022-05-31 | 2023-12-06 | General Electric Company | System for cooling and fueling a hypersonic engine and methods thereof |
Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2046203C1 (ru) * | 1981-07-27 | 1995-10-20 | Государственное научно-исследовательское предприятие гиперзвуковых систем Научно-производственного и внешнеэкономического концерна "Ленинец" | Способ подачи углеводородного топлива в реактивной двигательной установке летательного аппарата и реактивная двигательная установка летательного аппарата |
US20130291553A1 (en) * | 2012-05-01 | 2013-11-07 | Lockheed Martin Corporation | Integrated thermal protection and leakage reduction in a supersonic air intake system |
RU141645U1 (ru) * | 2013-11-26 | 2014-06-10 | Открытое акционерное общество "Научно-исследовательское предприятие гиперзвуковых систем" (ОАО "НИПГС") | Гиперзвуковой летательный аппарат |
-
2017
- 2017-08-03 RU RU2017119318A patent/RU2663252C1/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2046203C1 (ru) * | 1981-07-27 | 1995-10-20 | Государственное научно-исследовательское предприятие гиперзвуковых систем Научно-производственного и внешнеэкономического концерна "Ленинец" | Способ подачи углеводородного топлива в реактивной двигательной установке летательного аппарата и реактивная двигательная установка летательного аппарата |
US20130291553A1 (en) * | 2012-05-01 | 2013-11-07 | Lockheed Martin Corporation | Integrated thermal protection and leakage reduction in a supersonic air intake system |
RU141645U1 (ru) * | 2013-11-26 | 2014-06-10 | Открытое акционерное общество "Научно-исследовательское предприятие гиперзвуковых систем" (ОАО "НИПГС") | Гиперзвуковой летательный аппарат |
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
б. * |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2752960C1 (ru) * | 2020-07-03 | 2021-08-11 | Виктор Николаевич Исаков | Камера сгорания с каталитическим покрытием для прямоточного воздушно-реактивного двигателя и способ нанесения каталитического покрытия |
CN111878238A (zh) * | 2020-07-23 | 2020-11-03 | 西北工业大学 | 一种用以降低飞行器部件温度的双层冷却通道 |
EP4286672A1 (en) * | 2022-05-31 | 2023-12-06 | General Electric Company | System for cooling and fueling a hypersonic engine and methods thereof |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2663252C1 (ru) | Система подачи углеводородного топлива для гиперзвукового летательного аппарата и способ подачи топлива в систему | |
US2655786A (en) | Method of operating jet engines with fuel reforming | |
Gurijanov et al. | AJAX-New directions in hypersonic technology | |
CN104632467B (zh) | 超音速客机用一种有声腔火箭推力室及其供应系统 | |
US3323304A (en) | Apparatus for producing high temperature gaseous stream | |
CN109179322B (zh) | 一种利用发动机尾气热量制取富氢气体的在线甲醇重整器 | |
RU2565131C1 (ru) | Прямоточный воздушно-реактивный двигатель на твердом горючем и способ функционирования двигателя | |
Billig | Supersonic combustion ramjet missile | |
CN104100421A (zh) | 一种醇氢燃料发动机 | |
CN105156231A (zh) | 一种燃气自增压式混合火箭发动机 | |
Abashev et al. | Increase in the efficiency of a high-speed ramjet on hydrocarbon fuel at the flying vehicle acceleration up to M= 6+ | |
CN110273790A (zh) | 一种甲醇制氢作为引燃剂的甲醇发动机系统及其操作方法 | |
RU2563641C2 (ru) | Гибридный ракетно-прямоточный воздушно-реактивный аэрокосмический двигатель | |
RU2439358C2 (ru) | Прямоточный воздушно-реактивный двигатель на порошкообразном металлическом горючем | |
US3811280A (en) | Process of using storable propellant fuels in supersonic combustion ramjets | |
CN109630245B (zh) | 一种轻烃/柴油燃料重整系统及重整方法 | |
CN112012854A (zh) | 面向可再生储氢燃料的发动机燃烧系统 | |
CN215109182U (zh) | 一种基于蒸汽重整的复合通道再生冷却主动热防护结构 | |
Sargent et al. | Detonation wave hypersonic ramjet | |
RU2706870C1 (ru) | Воздушно-реактивный детонационный двигатель на твердом топливе и способ его функционирования | |
CN113217194A (zh) | 一种基于蒸汽重整的复合通道再生冷却主动热防护系统 | |
Morrison | Oblique detonation wave ramjet | |
Priem et al. | Vaporization of propellants in rocket engines | |
US11268434B1 (en) | Method and system for extending dilution limit of a prechamber spark ignition engine | |
CN204532577U (zh) | 超音速客机用一种有声腔火箭推力室 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20200804 |