UA67943A - Combined jet propulsion engine - Google Patents
Combined jet propulsion engine Download PDFInfo
- Publication number
- UA67943A UA67943A UA2003065842A UA2003065842A UA67943A UA 67943 A UA67943 A UA 67943A UA 2003065842 A UA2003065842 A UA 2003065842A UA 2003065842 A UA2003065842 A UA 2003065842A UA 67943 A UA67943 A UA 67943A
- Authority
- UA
- Ukraine
- Prior art keywords
- engine
- combustion chamber
- nozzle
- combined jet
- valve
- Prior art date
Links
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims abstract description 16
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims abstract description 6
- 239000007800 oxidant agent Substances 0.000 claims abstract description 6
- 239000007788 liquid Substances 0.000 claims abstract 2
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 claims 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 3
- MHAJPDPJQMAIIY-UHFFFAOYSA-N Hydrogen peroxide Chemical compound OO MHAJPDPJQMAIIY-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 2
- 101150012845 RHO2 gene Proteins 0.000 description 1
- QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N atomic oxygen Chemical compound [O] QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 239000003054 catalyst Substances 0.000 description 1
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 1
- 238000005457 optimization Methods 0.000 description 1
- 239000001301 oxygen Substances 0.000 description 1
- 229910052760 oxygen Inorganic materials 0.000 description 1
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Chemical compound O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
Landscapes
- Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)
Abstract
Description
Опис винаходуDescription of the invention
Винахід відноситься до області реактивних двигунів, зокрема, до комбінованих рушійних установок для 2 літальних апаратів і може бути використаним як шляхом установки на літальних апаратах, так і як носій корисного навантаження.The invention relates to the field of jet engines, in particular, to combined propulsion systems for 2 aircraft and can be used both by installation on aircraft and as a payload carrier.
Відома комбінована двигунова установка літального апарата що складається з зовнішнього і внутрішнього корпусів. У внутрішньому розміщено турбореактивний двигун, продукти згорання якого після турбіни виводяться в камеру згорання прямоточного тракту, за рахунок цього в прямоточному тракті створюється тяга вже при 70 нульові швидкості літального апарата (1). В цьому технічному рішенні використовується турбореактивний двигун, який працює при старті і набору швидкості. На стабільному польоті він не працює і не несе корисного навантаження.A known combined engine installation of an aircraft consisting of outer and inner housings. The inner one houses a turbojet engine, the combustion products of which after the turbine are discharged into the combustion chamber of the direct-flow path, due to this, thrust is created in the direct-flow path already at 70 zero speed of the aircraft (1). In this technical solution, a turbojet engine is used, which works when starting and gaining speed. In stable flight, it does not work and does not carry a payload.
Найбільш близький до заявленого винаходу комбінований реактивний двигун що складається з надзвукової камери згорання, газогенератора і ракетного блока (2). Це технічне рішення має істотний недолік на різних 719 режимах польоту працюють окремі агрегати а інші не несуть корисного навантаження.The closest thing to the claimed invention is a combined jet engine consisting of a supersonic combustion chamber, a gas generator and a rocket unit (2). This technical solution has a significant drawback: in different 719 flight modes, individual units work and others do not carry a payload.
Задача, на вирішення якої направлений винахід, що заявляється, підвищення оптимізації конструкції і енергетичної забезпеченості комбінованої двигунової установки для літальних апаратів.The problem to which the claimed invention is directed is to improve the design optimization and energy security of the combined engine installation for aircraft.
Задача вирішена тим, що комбінований реактивний двигун складається з корпуса в якому розміщено повітрязбірник і рухомий клапан обтічної форми, за яким міститься камера згорання, спільна на обидва режими, в'якій розміщені форсунки для палива і окислювача, яка закінчується соплом змінного перерізу, завдяки цьому одна камера згорання і одне сопло працюють на усіх режимах, конструкція двигуна виходить простішою. На Фіг.2 показаний переріз вздовж осі двигуна у змішаному режимі. Комбінований реактивний двигун для літальних апаратів побудовано таким чином: корпус 1, бажано розділений на дві збірні частини - повітрязбірник 2 і камеру згоряння 5 з соплом змінного перерізу 8.The problem is solved by the fact that the combined jet engine consists of a housing in which an air intake and a moving valve of a streamlined shape are placed, behind which there is a combustion chamber common to both modes, in which there are nozzles for fuel and oxidizer, which ends with a nozzle of variable cross-section, thanks to this one combustion chamber and one nozzle work in all modes, the engine design is simpler. Figure 2 shows a section along the axis of the engine in mixed mode. The combined jet engine for aircraft is built as follows: the body 1, preferably divided into two assembled parts - the air intake 2 and the combustion chamber 5 with a variable section nozzle 8.
У повітрязбірнику 2 розміщено рухомий обтічний клапан З, за клапаном в камері згоряння 5 розміщені « форсунки окислювача 4 за якими розміщені форсунки палива 7, яке до них подається через сорочку охолодження 6.In the air intake 2 there is a movable flow valve Z, behind the valve in the combustion chamber 5 there are oxidizer nozzles 4, behind which there are fuel nozzles 7, which is supplied to them through the cooling jacket 6.
Комбінований реактивний двигун працює таким чином. Для запуску двигуна рухомий обтічний клапан З встановлюють у заднє положення. В результаті чого рухомий обтічний клапан З повністю перекриває доступ о повітря з атмосфери, що дозволяє збільшити тиск камері згорання 5. «ЇїA combi jet engine works like this. To start the engine, the movable bypass valve C is set in the rear position. As a result, the movable bypass valve Z completely blocks the access to air from the atmosphere, which allows the pressure in the combustion chamber 5 to increase.
Одночасно з ним сопло змінного перерізу 8 зменшує поперечний переріз, що дозволяє ще більше підняти тиск в камері згорання 5. Через форсунки 4 подається окислювач - бажано перекис водню, яка пройшла через о каталізатор і розклалась на водяну пару і кисень. Паливо подається через сорочку охолодження 6 і вприскується ї- форсунками 7. Продукти згорання виводяться через сопло 8. Див фіг.1. Із збільшенням швидкості в 3о повітрязбірнику 2 підвищується тиск від набігаючого повітря, і при деякому його значені рухомий обтічний ее, клапан З плавно переміщується вперед, одночасно з ним сопло змінного перерізу 8 збільшує свій переріз.At the same time, the variable cross-section nozzle 8 reduces the cross-section, which makes it possible to increase the pressure in the combustion chamber 5 even more. Through the nozzles 4, an oxidizer is supplied - preferably hydrogen peroxide, which passed through the catalyst and decomposed into water vapor and oxygen. The fuel is fed through the cooling jacket 6 and injected through the nozzles 7. Combustion products are removed through the nozzle 8. See Fig. 1. As the speed increases in the air intake 2, the pressure from the incoming air increases, and at a certain value of the moving flow ee, the valve C smoothly moves forward, simultaneously with it, the nozzle of the variable section 8 increases its section.
Повітря із повітрязбірника 2 під тиском поступає в камеру згорання 5 - що дозволяє ще більше вприскувати палива в камеру згорання 5. Див. фіг.2. «Air from the air intake 2 under pressure enters the combustion chamber 5 - which allows even more fuel to be injected into the combustion chamber 5. See Fig. 2. "
Із збільшенням швидкості рухомий обтічний клапан З плавно переміщується в крайнє переднє положення, З одночасно з ним сопло змінного перерізу 8 збільшує свій переріз повністю. Окислювач з форсунок 4 можна вже с не закачувати. Комбінований реактивний двигун перейшов на прямоточний режим. : » Література: 1. патент КО 99042087. 2. патент США 5224344, МКВ РГО2 до 9/28.As the speed increases, the movable flow valve Z smoothly moves to the extreme front position, and simultaneously with it, the variable section nozzle 8 increases its section completely. The oxidizer can no longer be pumped from nozzles 4. The combined jet engine switched to direct-flow mode. : » References: 1. KO patent 99042087. 2. US patent 5224344, MKV RHO2 until 9/28.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| UA2003065842A UA67943A (en) | 2003-06-24 | 2003-06-24 | Combined jet propulsion engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| UA2003065842A UA67943A (en) | 2003-06-24 | 2003-06-24 | Combined jet propulsion engine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| UA67943A true UA67943A (en) | 2004-07-15 |
Family
ID=34517031
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| UA2003065842A UA67943A (en) | 2003-06-24 | 2003-06-24 | Combined jet propulsion engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| UA (1) | UA67943A (en) |
-
2003
- 2003-06-24 UA UA2003065842A patent/UA67943A/en unknown
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2413859C2 (en) | Combined cycle system interacting combustion chamber and nozzle | |
| US7788899B2 (en) | Fixed nozzle thrust augmentation system | |
| US20100050592A1 (en) | Continuous Detonation Wave Engine | |
| GB2425516A (en) | Jet engine thrust vectoring using fluid jets | |
| WO2003071117A8 (en) | Ejector based engines | |
| RU2009122187A (en) | COMBINED CYCLE MISSION ENGINE | |
| CN214660539U (en) | Parallel rocket stamping combined engine | |
| US8250854B2 (en) | Self-starting turbineless jet engine | |
| CN117329025B (en) | Turbine exhaust stamping and pushing combined cycle engine and aerospace vehicle | |
| EP1198668B1 (en) | Hydrogen peroxide based propulsion system | |
| JP2011527401A (en) | Jet with multiple rocket engines | |
| UA67943A (en) | Combined jet propulsion engine | |
| RU2529935C1 (en) | Hypersonic ramjet engine and concept of combustion | |
| US12078127B2 (en) | Multi-mode propulsion system | |
| US4713823A (en) | Pre-combustion integrated Ram airbreathing laser | |
| RU95108829A (en) | Combined ramjet engine | |
| CN111594315B (en) | Composite mechanism full-flow circulation supersonic propulsion system and working method thereof | |
| US7950235B1 (en) | Jet engine | |
| GB1089055A (en) | Combined combustion chamber and propulsive unit for a rocket engine | |
| GB861101A (en) | Combination power plant for an aircraft | |
| JP3931234B2 (en) | Hypersonic engine | |
| RU2278986C1 (en) | Combination air-jet engine | |
| US20240133473A1 (en) | Anti-back-transfer intake structure for rotating detonation combustion chamber | |
| RU2162539C1 (en) | Combined power plant for flying vehicles | |
| RU2278293C2 (en) | Method of and device for additional compression of air in combustion chamber of reaction engine |