RU2011103719A - Реактивный двигатель, содержащий множество ракетных двигателей - Google Patents

Реактивный двигатель, содержащий множество ракетных двигателей Download PDF

Info

Publication number
RU2011103719A
RU2011103719A RU2011103719/06A RU2011103719A RU2011103719A RU 2011103719 A RU2011103719 A RU 2011103719A RU 2011103719/06 A RU2011103719/06 A RU 2011103719/06A RU 2011103719 A RU2011103719 A RU 2011103719A RU 2011103719 A RU2011103719 A RU 2011103719A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
engine
rocket
engine according
fuel
neck
Prior art date
Application number
RU2011103719/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2517940C2 (ru
Inventor
Даниэль ПЕИРИС (FR)
Даниэль ПЕИРИС
Жан-Мари КОНРАРДИ (FR)
Жан-Мари КОНРАРДИ
Original Assignee
Снекма (Fr)
Снекма
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 Снекма (Fr), Снекма filed Critical Снекма (Fr)
Publication of RU2011103719A publication Critical patent/RU2011103719A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2517940C2 publication Critical patent/RU2517940C2/ru

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
    • F02K9/60—Constructional parts; Details not otherwise provided for
    • 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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
    • F02K9/60—Constructional parts; Details not otherwise provided for
    • F02K9/62—Combustion or thrust chambers
    • F02K9/64—Combustion or thrust chambers having cooling arrangements

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Nozzles (AREA)
  • Toys (AREA)

Abstract

1. Сверхзвуковой реактивный двигатель, отличающийся тем, что содержит прямоточный воздушно-реактивный двигатель (40), содержащий камеру (42) сгорания топливовоздушной смеси, и множество ракетных двигателей (11), расположенных в воздушном потоке выше по потоку камеры (42) сгорания, причем питаемый смесью топливных компонентов ракетный двигатель (11) содержит трубчатый корпус (12), снабженный внутри коаксиальной стенкой (27), которая образует экран, определяющий кольцевую зону (29) впрыска топлива, проходящую на большей части длины корпуса (12), и форсунку (21) окислителя, выходящую по оси внутрь экрана вблизи его переднего конца. ! 2. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что ракетные двигатели (11) расположены бок о бок в пилонах (39), а пилоны (39) расположены на расстоянии друг от друга в воздушном потоке. ! 3. Двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что в ракетном двигателе (11) экран содержит перфорированную цилиндрическую стенку. ! 4. Двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что в ракетном двигателе (11) экран содержит пористую стенку. ! 5. Двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что нижний по потоку конец ракетного двигателя (11) снабжен выходным соплом (17), содержащим горловину (19). ! 6. Двигатель по п.5, отличающийся тем, что в ракетном двигателе (11) предусмотрены дополнительные средства (35) впрыска топлива, расположенные непосредственно вблизи горловины (19) выше нее по потоку для создания защитной пленки для стенки горловины (19). ! 7. Двигатель по п.5, отличающийся тем, что в ракетном двигателе (11) в имеющемся пространстве вокруг горловины (19) выполнены каналы (37) для подачи и впрыска топлива. ! 8. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что топливом является

Claims (8)

1. Сверхзвуковой реактивный двигатель, отличающийся тем, что содержит прямоточный воздушно-реактивный двигатель (40), содержащий камеру (42) сгорания топливовоздушной смеси, и множество ракетных двигателей (11), расположенных в воздушном потоке выше по потоку камеры (42) сгорания, причем питаемый смесью топливных компонентов ракетный двигатель (11) содержит трубчатый корпус (12), снабженный внутри коаксиальной стенкой (27), которая образует экран, определяющий кольцевую зону (29) впрыска топлива, проходящую на большей части длины корпуса (12), и форсунку (21) окислителя, выходящую по оси внутрь экрана вблизи его переднего конца.
2. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что ракетные двигатели (11) расположены бок о бок в пилонах (39), а пилоны (39) расположены на расстоянии друг от друга в воздушном потоке.
3. Двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что в ракетном двигателе (11) экран содержит перфорированную цилиндрическую стенку.
4. Двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что в ракетном двигателе (11) экран содержит пористую стенку.
5. Двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что нижний по потоку конец ракетного двигателя (11) снабжен выходным соплом (17), содержащим горловину (19).
6. Двигатель по п.5, отличающийся тем, что в ракетном двигателе (11) предусмотрены дополнительные средства (35) впрыска топлива, расположенные непосредственно вблизи горловины (19) выше нее по потоку для создания защитной пленки для стенки горловины (19).
7. Двигатель по п.5, отличающийся тем, что в ракетном двигателе (11) в имеющемся пространстве вокруг горловины (19) выполнены каналы (37) для подачи и впрыска топлива.
8. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что топливом является обогащенная топливно-газовая смесь, а окислителем является кислород.
RU2011103719/06A 2008-07-11 2009-07-10 Реактивный двигатель, содержащий множество ракетных двигателей RU2517940C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0854770 2008-07-11
FR0854770A FR2933744B1 (fr) 2008-07-11 2008-07-11 Moteur-fusee et reacteur comportant une pluralite de tels moteurs-fusees.
PCT/FR2009/051389 WO2010004232A1 (fr) 2008-07-11 2009-07-10 Reacteur comportant une pluralite de moteurs-fusees

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2011103719A true RU2011103719A (ru) 2012-08-20
RU2517940C2 RU2517940C2 (ru) 2014-06-10

Family

ID=40091338

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2011103719/06A RU2517940C2 (ru) 2008-07-11 2009-07-10 Реактивный двигатель, содержащий множество ракетных двигателей

Country Status (6)

Country Link
US (1) US8950172B2 (ru)
EP (1) EP2313635B1 (ru)
JP (1) JP5593313B2 (ru)
FR (1) FR2933744B1 (ru)
RU (1) RU2517940C2 (ru)
WO (1) WO2010004232A1 (ru)

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102374071A (zh) * 2011-09-15 2012-03-14 西北工业大学 一种圆形结构的中心火箭式双模态冲压发动机
FR2987081B1 (fr) 2012-02-21 2017-03-31 Snecma Ensemble et procede propulsifs
FR3006380B1 (fr) * 2013-05-31 2017-05-19 Pierre Francois Yannick Agostini Dispositif de propulsion hybride de type "aerobie et anaerobie" a fonctionnement en regime permanent de type combine et simultane et systeme et ensembles propulses comportant un tel dispositif
GB2519155B (en) * 2013-10-11 2016-10-12 Reaction Engines Ltd Engine
CN110469367A (zh) * 2018-10-25 2019-11-19 姚永新 宽厚体叶浆主动力结构发动机

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE1025681B (de) * 1953-02-25 1958-03-06 Snecma Rueckstosstriebwerk
US3069847A (en) * 1959-12-10 1962-12-25 United Aircraft Corp Rocket wall construction
US3423942A (en) * 1963-09-20 1969-01-28 Us Navy Standing detonation wave rocket engine
FR2610044A1 (fr) * 1986-10-14 1988-07-29 Gen Electric Systeme de propulsion comportant une garniture perfectionnee de la chambre de combustion et procede de fabrication d'une telle fabrication
US5205119A (en) * 1991-06-14 1993-04-27 Aerojet-General Corporation Ejector ramjet
FR2691209B1 (fr) * 1992-05-18 1995-09-01 Europ Propulsion Enceinte contenant des gaz chauds refroidie par transpiration, notamment chambre propulsive de moteur-fusee, et procede de fabrication.
FR2699963B1 (fr) * 1992-12-24 1995-03-17 Europ Propulsion Générateur de gaz à combustion rapprochée.
RU2078974C1 (ru) * 1993-12-14 1997-05-10 Саратовская научно-производственная фирма "Растр" Регулируемая детонационная камера пульсирующего реактивного двигателя
DE19730674A1 (de) * 1997-07-17 1999-01-21 Deutsch Zentr Luft & Raumfahrt Brennkammer und Verfahren zur Herstellung einer Brennkammer
RU2200864C2 (ru) * 2001-01-31 2003-03-20 Миленький Виктор Юрьевич Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель (варианты)
FR2836699B1 (fr) * 2002-03-04 2005-02-11 Eads Launch Vehicles Moteur de fusee
DE10325170A1 (de) * 2003-06-04 2004-12-30 Eads Space Transportation Gmbh Verfahren und Vorrichtung zur Schuberhöhung von Raketen
US6981364B2 (en) * 2003-07-22 2006-01-03 National Aerospace Laboratory Of Japan Combine engine for single-stage spacecraft

Also Published As

Publication number Publication date
EP2313635B1 (fr) 2014-04-16
JP2011527401A (ja) 2011-10-27
FR2933744A1 (fr) 2010-01-15
US8950172B2 (en) 2015-02-10
FR2933744B1 (fr) 2011-06-03
WO2010004232A1 (fr) 2010-01-14
EP2313635A1 (fr) 2011-04-27
JP5593313B2 (ja) 2014-09-24
RU2517940C2 (ru) 2014-06-10
US20110173985A1 (en) 2011-07-21

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US10415832B2 (en) Multi-swirler fuel/air mixer with centralized fuel injection
RU2005129655A (ru) Вспенивающая аэродинамическая система инжектирования топливовоздушной смеси в камеру сгорания турбомашины, камера сгорания турбомашины и турбомашина
CN106678868B (zh) 一种偏转整流支板火焰稳定器的一体化加力燃烧室
RU2011103719A (ru) Реактивный двигатель, содержащий множество ракетных двигателей
RU2009118399A (ru) Сжигание ядра для гиперзвуковых прямоточных воздушно-реактивных двигателей
WO2009056425A3 (en) A combustor for a gas-turbine engine
RU2005129654A (ru) Вспенивающая форсунка для аэромеханической системы инжектирования топливовоздушной смеси в камеру сгорания турбомашины, аэромеханическая система инжектирования, камера сгорания турбомашины и турбомашина
RU2013123643A (ru) Форсунка, микросмеситель и способ работы двухтопливной газовой турбины
RU2009105952A (ru) Воздухоохлаждаемая головка вихревой форсунки
EP1990581A3 (en) A method and system for porous flame holder for hydrogen and syngas combustion
RU2013116922A (ru) Система, содержащая камеру сгорания турбины (варианты)
RU2007142117A (ru) Ракетный двигатель малой тяги
CN109899179B (zh) 一种提升含硼富燃固体推进剂超声速燃烧性能的超燃冲压发动机
JP6679274B2 (ja) 噴射装置、燃焼器、ロケットエンジン
RU2009107419A (ru) Устройство и способ (варианты) для стабилизации пламени в форсажной камере турбореактивного двигателя
JP2006522274A (ja) ターボ過給機用燃焼装置
RU2448268C1 (ru) Камера ракетного двигателя малой тяги, работающего на двухкомпонентном несамовоспламеняющемся газообразном топливе
GB861095A (en) A ram-jet unit
RU2511921C1 (ru) Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель и способ организации горения
RU2428576C1 (ru) Пилон - автовоспламенитель топлива
RU2663965C1 (ru) Фронтовое устройство форсажной камеры сгорания газотурбинного двигателя
RU2006112407A (ru) Прямоточный воздушно-реактивный двигатель с распределенным по длине тепломассоподводом
RU2822333C1 (ru) Двухкомпонентная газожидкостная форсунка
RU2289065C1 (ru) Смеситель топливных компонентов
RU2516735C1 (ru) Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель и способ организации горения

Legal Events

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

Effective date: 20190711