RU2712332C1 - Air-jet engine - Google Patents

Air-jet engine Download PDF

Info

Publication number
RU2712332C1
RU2712332C1 RU2018136397A RU2018136397A RU2712332C1 RU 2712332 C1 RU2712332 C1 RU 2712332C1 RU 2018136397 A RU2018136397 A RU 2018136397A RU 2018136397 A RU2018136397 A RU 2018136397A RU 2712332 C1 RU2712332 C1 RU 2712332C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
air
flow
combustion chamber
engine
stream
Prior art date
Application number
RU2018136397A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Роберт Александрович Болотов
Людмила Ивановна Черепанова
Original Assignee
Роберт Александрович Болотов
Людмила Ивановна Черепанова
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 Роберт Александрович Болотов, Людмила Ивановна Черепанова filed Critical Роберт Александрович Болотов
Priority to RU2018136397A priority Critical patent/RU2712332C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2712332C1 publication Critical patent/RU2712332C1/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
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/36—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto having an ejector
    • 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

FIELD: machine building.
SUBSTANCE: air-jet engine includes a fuel supply pump, an igniter, a combustion chamber and a nozzle. Housing, flow accelerators and combustion chamber form air chambers which are connected to atmosphere.
EFFECT: invention is aimed at reduction of engine weight and reduction of fuel consumption.
1 cl, 1 dwg

Description

Предполагаемое изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано в гражданской авиации и в энергетике. Известно устройство, (В.А. Кириллин, В.В. Сычев, А.Е. Шейндлин «ТЕХНИЧЕСКАЯ ТЕРМОДИНАМИКА». ЭНЕРГИЯ - Москва 1974 г с. 301-309. рис. 10-34 и рис. 10-37 - прототип) содержащее диффузор 1 в котором поток встречного воздуха сжимается до необходимого давления. Затем из диффузора поток поступает в камеру сгорания 2, где сгорает органическое топливо. Из камеры сгорания 2 высокотемпературный поток поступает в комбинированное сопло 3. Из сопла 3 поток выходит со скоростью превышающую сверхзвуковую скорость полета самолета. Известно, что тепловой коэффициент полезного действия прототипа равен:The alleged invention relates to the field of engineering and can be used in civil aviation and in the energy sector. A device is known, (VA Kirillin, VV Sychev, AE Sheindlin "TECHNICAL THERMODYNAMICS." ENERGY - Moscow 1974, p. 301-309. Fig. 10-34 and Fig. 10-37 - prototype ) containing a diffuser 1 in which the oncoming air stream is compressed to the required pressure. Then, from the diffuser, the flow enters the combustion chamber 2, where fossil fuel burns. From the combustion chamber 2, the high-temperature flow enters the combined nozzle 3. From the nozzle 3, the flow exits at a speed exceeding the supersonic speed of the aircraft. It is known that the thermal efficiency of the prototype is equal to:

η=1-1/β1-k=1-1/(РД/РВ)1-k η = 1-1 / β 1-k = 1-1 / (Р Д / Р В ) 1-k

где β - степень сжатия воздуха в диффузоре.where β is the degree of air compression in the diffuser.

РД - давление воздуха в диффузоре.R D - air pressure in the diffuser.

РВ - атмосферное давление,P In - atmospheric pressure,

k - адиабатический коэффициент газовой смеси. В прототипе для увеличения коэффициента полезного действия необходимо увеличивать скорость полета самолета и температуру потока. Данное устройство принято за прототип. Оно имеет ряд недостатков:k is the adiabatic coefficient of the gas mixture. In the prototype, to increase the efficiency, it is necessary to increase the flight speed of the aircraft and the flow temperature. This device is taken as a prototype. It has several disadvantages:

- работает устройство только при наличии встречного сверхзвукового потока воздуха;- the device only works if there is an oncoming supersonic air flow;

- требует эффективную систему охлаждения двигателя;- requires an effective engine cooling system;

- имеет высокое аэродинамическое местное сопротивление, которое создается диффузором;- has a high aerodynamic local resistance, which is created by the diffuser;

- требует изменения геометрических размеров комбинированного сопла при изменении атмосферного давления.- requires a change in the geometric dimensions of the combined nozzle with a change in atmospheric pressure.

Задачей предполагаемого изобретения является независимость работы двигателя от встречного потока воздуха.The objective of the proposed invention is the independence of the engine from the oncoming air stream.

Решение задачи заключается в том, что корпус, камера сгорания и ускорители потока образуют воздушные камеры, которые соединены с атмосферой.The solution to the problem is that the housing, the combustion chamber and the flow accelerators form air chambers that are connected to the atmosphere.

Предлагаемое устройство представлено на Фигуре 1. На фигуре изображен фронтальный разрез устройства. Устройство содержит корпус 1, воздушные камеры 2, ускорители потока 3 и камеру сгорания 4. Камера сгорания 4 содержит сопло 5 и поджигатель 6. На корпусе 1 установлены заслонки 7, а на внутренней поверхности корпуса 1, камеры сгорания 4 и ускорителях потока 3 установлена теплоизоляция 8. Топливные емкости 9 и 10 насосами 11 соединены с камерой сгорания 4. Устройство работает следующим образом. Углеродное топливо и водородсодержащий окислитель из бака 9 и 10 насосами 11 подаются в камеру сгорания 4. Поджигатель 6 инициирует химическую реакцию окисления углерода до углекислого газа и водорода. Химическая реакция создает в камере сгорания 4 высокое давление. В результате из сопла 5 газовый поток с критической скоростью поступает в воздушную камеру 2 и создает в ней низкое давление. За счет низкого давления объем воздуха, регулируемый заслонкой 7, эжектируется из воздушной среды в первый ускоритель потока 3. Воздух, смешиваясь с продуктами химической реакции, окисляет водород до воды. В результате выделяется большое количество тепла, которое нагревает поток и доводит его скорость до критической. Затем нагретый поток поступает во вторую воздушную камеру 2 и создает в ней низкое давление. За счет низкого давления объем воздуха, регулируемый заслонкой 7, эжектируется во второй ускоритель потока 3 и так далее. В результате с увеличенной массой и пониженной температурой одноосны поток с критической скоростью поступает в атмосферу. Процесс охлаждения потока с увеличением массы идет до достижения атмосферного давления на выходе из двигателя. Согласно законам Ньютона тяга двигателя равна импульсу силы:The proposed device is presented in Figure 1. The figure shows a frontal section of the device. The device comprises a housing 1, air chambers 2, flow accelerators 3 and a combustion chamber 4. Combustion chamber 4 contains a nozzle 5 and an arsonizer 6. On the housing 1, dampers 7 are installed, and thermal insulation is installed on the inner surface of the housing 1, combustion chamber 4 and flow accelerators 3 8. Fuel tanks 9 and 10 by pumps 11 are connected to the combustion chamber 4. The device operates as follows. Carbon fuel and a hydrogen-containing oxidizing agent from the tank 9 and 10 are fed to the combustion chamber 4 by pumps 11. The igniter 6 initiates a chemical reaction of the oxidation of carbon to carbon dioxide and hydrogen. The chemical reaction creates a high pressure in the combustion chamber 4. As a result, from the nozzle 5, the gas stream at a critical speed enters the air chamber 2 and creates a low pressure in it. Due to the low pressure, the volume of air regulated by the shutter 7 is ejected from the air into the first flow accelerator 3. The air, mixed with the products of a chemical reaction, oxidizes hydrogen to water. As a result, a large amount of heat is released, which heats the stream and brings its speed to critical. Then the heated stream enters the second air chamber 2 and creates a low pressure in it. Due to the low pressure, the volume of air regulated by the shutter 7 is ejected into the second flow accelerator 3 and so on. As a result, with an increased mass and a low temperature, the uniaxial flow with a critical velocity enters the atmosphere. The process of cooling the flow with an increase in mass goes until atmospheric pressure is reached at the exit of the engine. According to Newton's laws, the engine thrust is equal to the momentum of the force:

Figure 00000001
Figure 00000001

где m - секундная масса газового потока, покидающая двигатель;where m is the second mass of the gas stream leaving the engine;

w - критическая скорость потока на выходе из двигателя;w is the critical flow rate at the engine outlet;

k - показатель адиабаты газовой смеси;k is the adiabatic index of the gas mixture;

R0 - универсальная газовая постоянная;R 0 is the universal gas constant;

Т - температура газовой смеси на выходе из двигателя;T is the temperature of the gas mixture at the outlet of the engine;

μ - молекулярная масса газовой смеси.μ is the molecular weight of the gas mixture.

Из формулы (1) следует, что наиболее эффективно увеличивать импульс силы можно за счет массы потока, а не термодинамических параметров смеси, которые имеют показатель степени 0,5. Например, увеличить тягу двигателя в два раза можно за счет увеличения в два раза массы потока или за счет увеличения температуры потока в четыре раза. В предлагаемом устройстве в отличие от прототипа сгорание топлива осуществляется в разных аппаратах. В камере сгорания 4 осуществляется реакция окисления углерода, а окисление водорода в ускорителях потока 3. В результате значительно снижается температура в зонах химической реакции, а это позволит повысить надежность и снизить вес двигателя за счет материалов с низкой плотностью. Использование полного перепада давления осуществляется за счет потерь давления в сопле 5 и в ускорителях потока 3 при критической скорости потока в каждом из них согласно формуле:From formula (1) it follows that the most effective increase in the momentum of a force is due to the mass of the stream, and not the thermodynamic parameters of the mixture, which have an exponent of 0.5. For example, it is possible to double the engine thrust by doubling the mass of the stream or by increasing the temperature of the stream four times. In the proposed device, in contrast to the prototype, the combustion of fuel is carried out in different devices. In the combustion chamber 4, a carbon oxidation reaction is carried out, and hydrogen oxidation in the flow accelerators 3. As a result, the temperature in the chemical reaction zones is significantly reduced, and this will increase reliability and reduce engine weight due to low density materials. The use of the full pressure drop is due to pressure losses in the nozzle 5 and in the flow accelerators 3 at a critical flow rate in each of them according to the formula:

Figure 00000002
Figure 00000002

где n - количество ускорителей потока 3;where n is the number of stream accelerators 3;

Рк - начальное давление в камере сгорания 4;P to - the initial pressure in the combustion chamber 4;

k - показатель адиабаты газовой смеси.k is the adiabatic exponent of the gas mixture.

Например, в корпусе 1 установлены три воздушные камеры 2 и три ускорителя потока 3. В камере сгорания 4 углеродное топливо этилацетат C4H8O2 окисляется 65,385% водным раствором перекиси водорода Н2О2 согласно уравнению реакции:For example, in housing 1 there are three air chambers 2 and three flow accelerators 3. In combustion chamber 4, carbon fuel ethyl acetate C 4 H 8 O 2 is oxidized with 65.385% aqueous solution of hydrogen peroxide H 2 O 2 according to the reaction equation:

4C4H8O2+8H2O2+8H2O=16CO2+32Н2.4C 4 H 8 O 2 + 8H 2 O 2 + 8H 2 O = 16CO 2 + 32H 2 .

В результате тепловой эффект реакции окисления углерода равен ΔН0=156776 кал, свободная энергия Гиббса ΔF0=-532000 кал. Давление при температуре 4040С в камере сгорания 4 равно 12,867⋅105 Па.As a result, the thermal effect of the carbon oxidation reaction is ΔН 0 = 156776 cal, Gibbs free energy ΔF 0 = -532000 cal. The pressure at a temperature of 404 0 C in the combustion chamber 4 is 12.867,810 5 Pa.

Молекулярная масса продуктов реакции 16 г/моль, показатель адиабаты принят 1,4, масса продуктов реакции 0,768 кг, а критическая скорость потока в сопле 5 равна W=702 м/с. Затем газовый поток поступает в первую воздушную камеру 2 и создает в ней низкое давление. За счет низкого давления из первой воздушной камеры 2 эжектируется 199 моль воздуха через заслонку 7 в первый ускоритель потока 3. Смешение реагентов с воздухом позволит в первом ускорителе потока 3 окислить водород согласно уравнению реакции:The molecular weight of the reaction products is 16 g / mol, the adiabatic index is 1.4, the mass of the reaction products is 0.768 kg, and the critical flow velocity in nozzle 5 is W = 702 m / s. Then the gas stream enters the first air chamber 2 and creates a low pressure in it. Due to the low pressure, 199 mol of air is ejected from the first air chamber 2 through the shutter 7 into the first flow accelerator 3. Mixing the reactants with air will allow the oxidation of hydrogen in the first flow accelerator 3 according to the reaction equation:

16CO2+32Н2+42O2+157N2=16CO2+32H2O+26O2+157N2.16CO 2 + 32H 2 + 42O 2 + 157N 2 = 16CO 2 + 32H 2 O + 26O 2 + 157N 2 .

В результате окисления водорода суммарное теплосодержание потока будет равно ΣΔН0=2006312 кал, масса 6,508 кг, температура 10710С, молекулярная масса 28,2 г/моль и критическая скорость потока 745 м/с. Затем поток поступает во вторую воздушную камеру 2 и создает в ней низкое давление. За счет низкого давления из второй воздушной камеры 2 эжектируется 1011 моль воздуха во второй ускоритель потока 3.As a result of hydrogen oxidation, the total heat content of the flow will be ΣΔН 0 = 2006312 cal, weight 6.508 kg, temperature 1071 0 C, molecular weight 28.2 g / mol and critical flow velocity 745 m / s. Then the flow enters the second air chamber 2 and creates a low pressure in it. Due to the low pressure from the second air chamber 2, 1011 moles of air are ejected into the second flow accelerator 3.

После смешения поток с массой 35,664 кг, температурой 2270С и критической скоростью 450 м/с поступает в третью воздушную камеру 2 и создает в ней низкое давление. За счет низкого давления в третий ускоритель потока 3 эжектируется 1847 моль воздуха. После смешения поток с массой 88,932 кг, темперой 940С и критической скоростью 385 м/с выбрасывается в атмосферу. Известно, что при движении тел в воздухе они преодолевают сопротивление, которое зависит от сил вязкого трения воздуха и формы тела. Например, в предлагаемом устройстве двигатель не содержит открытой полости ориентированной навстречу потоку, поэтому коэффициент местного сопротивления его профиля может быть равен 0,05-0,1. В прототипе двигатель содержит открытую полость диффузора ориентированную навстречу потоку. Такая конструкция имеет коэффициент местного сопротивления профиля не ниже 0,22. В результате затраты топлива в предлагаемом устройстве на преодолении местного сопротивления двигателя будут в 3,1 раза меньше чем в прототипе. Так же известно, что тяга двигателя прототипа равна:After mixing, a stream with a mass of 35.664 kg, a temperature of 227 0 C and a critical speed of 450 m / s enters the third air chamber 2 and creates a low pressure in it. Due to the low pressure, 1847 mol of air is ejected into the third flow accelerator 3. After mixing, a stream with a mass of 88.932 kg, a temperature of 94 ° C and a critical speed of 385 m / s is released into the atmosphere. It is known that when bodies move in air, they overcome resistance, which depends on the viscous friction forces of air and the shape of the body. For example, in the proposed device, the engine does not contain an open cavity oriented towards the flow, therefore, the coefficient of local resistance of its profile can be 0.05-0.1. In the prototype, the engine contains an open cavity of the diffuser oriented towards the flow. This design has a coefficient of local profile resistance of at least 0.22. As a result, the fuel consumption in the proposed device to overcome the local engine resistance will be 3.1 times less than in the prototype. It is also known that the thrust of the prototype engine is equal to:

Figure 00000003
Figure 00000003

где mB, mT - масса соответственно воздуха и топлива;where m B , m T are the mass of air and fuel, respectively;

V1, V2 - скорость соответственно горячих газов и самолета.V 1 , V 2 - the speed of the hot gases and the aircraft, respectively.

Из соотношения (2) следует, что чем выше скорость самолета, тем ниже тяга его двигателей.From relation (2) it follows that the higher the speed of the aircraft, the lower the thrust of its engines.

В предлагаемом устройстве при одномерном течении в ускорителях потока 3 тяга двигателя и кинетическая энергия потока при сжигании 4 молей этил ацетата C4H8O2 (352 г/с) с 8 моль перекиси водорода H2O2 (272 г/с) и 8 моль воды H2O (144 г/с) не зависит от скорости полета и будет равна:In the proposed device with a one-dimensional flow in stream accelerators 3, the engine thrust and kinetic energy of the stream when burning 4 moles of ethyl acetate C 4 H 8 O 2 (352 g / s) with 8 mol of hydrogen peroxide H 2 O 2 (272 g / s) and 8 mol of water H 2 O (144 g / s) is independent of flight speed and will be equal to:

Р=(mB+mT)⋅V1=88,932⋅385=34239Н.P = (m B + m T ) ⋅V 1 = 88.932⋅385 = 34239H.

Отношение полученной кинетической энергии потока к тепловой энергии химической реакции будет равно 0,7884.The ratio of the obtained kinetic energy of the flow to the thermal energy of the chemical reaction will be 0.7884.

Таким образом, за счет увеличения массы потока можно будет получить максимальную тягу двигателя за счет более полного использования теплосодержания химической реакции.Thus, by increasing the mass of the flow, it will be possible to obtain maximum engine thrust due to a more complete use of the heat content of the chemical reaction.

Предлагаемое устройство имеет неоспоримое преимущество по сравнению с прототипом:The proposed device has an undeniable advantage over the prototype:

- не требует ускорителя для начального разгона устройства;- does not require an accelerator for the initial acceleration of the device;

- имеет высокое начальное давление в камере сгорания 4;- has a high initial pressure in the combustion chamber 4;

- имеет низкое местное сопротивление;- has a low local resistance;

- имеет высокую надежность за счет невысокой температуры в зонах химической реакции;- has high reliability due to the low temperature in the zones of a chemical reaction;

- имеет высокий коэффициент полезного действия при 100% коэффициенте рекуперации тепловой энергии;- has a high efficiency at 100% recovery coefficient of thermal energy;

- двигатель не имеет дорогостоящих жаропрочных материалов и систем охлаждения;- the engine does not have expensive heat-resistant materials and cooling systems;

- имеется возможность строить с низким весом высоконадежные и эффективные авиационные двигатели с минимальным потреблением топлива и практически неограниченным назначенным ресурсом.- It is possible to build highly reliable and efficient aircraft engines with low weight with minimal fuel consumption and an almost unlimited assigned resource.

Например, двухконтурный базовый турбореактивный двигатель Д-30 для самолета ТУ-134 имеет температуру газов 13160С, крейсерскую тягу 14500Н, удельный расход топлива 0,775 кг/кгс⋅ч, вес 1944 кг и назначенный ресурс работы 15000 ч. Предлагаемый двигатель с максимальной температурой газов 10710С и аналогичной тягой будет весить не более 350 кг при неограниченном назначенным ресурсом и удельным расходом топлива (углеродное топливо плюс окислитель) 0.3282 кг/кгс⋅ч.For example, the D-30 double-circuit basic turbojet engine for the TU-134 aircraft has a gas temperature of 1316 0 C, a cruising thrust of 14500N, a specific fuel consumption of 0.775 kg / kgf⋅h, a weight of 1944 kg and an assigned service life of 15,000 hours. The proposed engine with a maximum temperature gases 1071 0 С and similar draft will weigh no more than 350 kg with unlimited assigned resource and specific fuel consumption (carbon fuel plus oxidizing agent) 0.3282 kg / kgfh.

ЛитератураLiterature

1. С.Д. Бесков «ТЕХНО-ХИМИЧЕСКИЕ РАСЧЕТЫ» - Москва «ВЫСШАЯ ШКОЛА» - 1962, 468 с.1. S.D. Beskov “TECHNICAL AND CHEMICAL CALCULATIONS” - Moscow “HIGHER SCHOOL” - 1962, 468 p.

2. В.А. Кириллин, В.В. Сычев, А.Е. Шейндлин « ТЕХНИЧЕСКАЯ ТЕРМОДИНАМИКА» - «ЭНЕРГИЯ» Москва 1974, рис. 7-32, 232-258 с.2. V.A. Kirillin, V.V. Sychev, A.E. Scheindlin "TECHNICAL THERMODYNAMICS" - "ENERGY" Moscow 1974, fig. 7-32, 232-258 s.

3. В.И. Калицун, В.С. Кедров и др. «ГИДРАВЛИКА, ВОДОСНАБЖЕНИЕ И КАНАЛИЗАЦИЯ» - Москва СТРОЙИЗДАТ 1980 стр. 45-48.3. V.I. Kalitsun, V.S. Kedrov et al. “HYDRAULICS, WATER SUPPLY AND SEWERAGE” - Moscow STROYIZDAT 1980 pp. 45-48.

Claims (1)

Воздушно-реактивный двигатель, содержащий насос подачи топлива, поджигатель, камеру сгорания и сопло, отличающийся тем, что корпус, ускорители потока и камера сгорания образуют воздушные камеры, которые соединены с атмосферой.A jet engine comprising a fuel supply pump, an igniter, a combustion chamber and a nozzle, characterized in that the housing, flow accelerators and the combustion chamber form air chambers that are connected to the atmosphere.
RU2018136397A 2018-10-15 2018-10-15 Air-jet engine RU2712332C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018136397A RU2712332C1 (en) 2018-10-15 2018-10-15 Air-jet engine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018136397A RU2712332C1 (en) 2018-10-15 2018-10-15 Air-jet engine

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2712332C1 true RU2712332C1 (en) 2020-01-28

Family

ID=69624765

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2018136397A RU2712332C1 (en) 2018-10-15 2018-10-15 Air-jet engine

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2712332C1 (en)

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2553443A (en) * 1947-06-16 1951-05-15 Oscar N Davis Wing-mounted jet propulsion system for aircraft
US3095694A (en) * 1959-10-28 1963-07-02 Walter Hermine Johanna Reaction motors
US3611726A (en) * 1969-09-29 1971-10-12 Rohr Corp Thrust augmenting and sound suppressing apparatus for a jet engine
EP0119732A1 (en) * 1983-02-15 1984-09-26 The Commonwealth Of Australia Thrust augmentor
RU2277059C2 (en) * 2003-09-16 2006-05-27 Лобашинская Алла Владимировна Flying vehicle
RU2384471C2 (en) * 2006-12-22 2010-03-20 Лобашинская Алла Владимировна Shesterenko's aircraft (sac)

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2553443A (en) * 1947-06-16 1951-05-15 Oscar N Davis Wing-mounted jet propulsion system for aircraft
US3095694A (en) * 1959-10-28 1963-07-02 Walter Hermine Johanna Reaction motors
US3611726A (en) * 1969-09-29 1971-10-12 Rohr Corp Thrust augmenting and sound suppressing apparatus for a jet engine
EP0119732A1 (en) * 1983-02-15 1984-09-26 The Commonwealth Of Australia Thrust augmentor
RU2277059C2 (en) * 2003-09-16 2006-05-27 Лобашинская Алла Владимировна Flying vehicle
RU2384471C2 (en) * 2006-12-22 2010-03-20 Лобашинская Алла Владимировна Shesterenko's aircraft (sac)

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US4644746A (en) Gas compressor for jet engine
Goroshin et al. Powdered metals as fuel for hypersonic ramjets
Kanda et al. Mach 6 testing of a scramjet engine model
Kent field Thermodynamics of airbreathing pulse-detonation engines
CN109252961A (en) Continuous pinking formula gas-turbine unit and its assemble method
Keswani et al. Recession behavior of graphitic nozzles in simulated rocket motors
RU2712332C1 (en) Air-jet engine
Rotaru et al. An extended combustion model for the aircraft turbojet engine
US8607543B2 (en) Millimetre-scale engine
US3382679A (en) Jet engine with vaporized liquid feedback
Han et al. Ejector primary flow molecular weight effects in an ejector-ram rocket engine
Vaught et al. Investigation of solid-fuel, dual-mode combustion ramjets
Yungster et al. Analysis of a new rocket-based combined-cycle engine concept at low speed
Brilliant Second law analysis of present and future turbine engines
Sargent et al. Detonation wave hypersonic ramjet
Pelosi-Pinhas et al. Solid-fuel ramjet regulation by means of an air-division valve
US3486338A (en) Air breathing missile
CN204877714U (en) Aviation, space flight, navigation in mixed engine of an organic whole
Sullerey et al. Performance comparison of air turborocket engine with different fuel systems
CN104963788A (en) Hybrid engine applicable for aviation, spaceflight and navigation
RU2647919C1 (en) Ramjet engine
Limage Solid fuel ducted rockets for ramjet/scramjet missile applications
Kowalski et al. The advantages of using a bleed of air from behind the compressor and supplying it behind the turbine in an aircraft engine
Krishnan et al. Design and control of solid-fuel ramjet for pseudovacuum trajectories
Ben-Arosh et al. The reacting flowfield within a supersonic combustion solid fuel ramjet