RU2014101385A - HYBRID ROCKET AND RECTANOUS AIR-REACTIVE AEROSPACE ENGINE - Google Patents

HYBRID ROCKET AND RECTANOUS AIR-REACTIVE AEROSPACE ENGINE Download PDF

Info

Publication number
RU2014101385A
RU2014101385A RU2014101385/06A RU2014101385A RU2014101385A RU 2014101385 A RU2014101385 A RU 2014101385A RU 2014101385/06 A RU2014101385/06 A RU 2014101385/06A RU 2014101385 A RU2014101385 A RU 2014101385A RU 2014101385 A RU2014101385 A RU 2014101385A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
ramjet
hybrid
combustion
aerospace engine
nozzle
Prior art date
Application number
RU2014101385/06A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2563641C2 (en
Inventor
Александр Михайлович Старик
Павел Сергеевич Кулешов
Александр Михайлович Савельев
Original Assignee
Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова"
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 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" filed Critical Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова"
Priority to RU2014101385/06A priority Critical patent/RU2563641C2/en
Publication of RU2014101385A publication Critical patent/RU2014101385A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2563641C2 publication Critical patent/RU2563641C2/en

Links

Landscapes

  • Testing Of Engines (AREA)
  • Hydrogen, Water And Hydrids (AREA)

Abstract

1. Гибридный ракетно-прямоточный воздушно-реактивный аэрокосмический двигатель, отличающийся тем, что включает ракетный двигатель (РД) на топливе в виде нанопорошка алюминия размером не более 25 нм в жидкой водной фазе, предназначенный для создания тяги при старте и на начальном этапе полета и для наработки топлива, потребляемого совмещенным с ним прямоточным воздушно-реактивным двигателем (ПВРД) крейсерского полета на молекулярном водороде, образующимся при сжигании нанопорошка алюминия, и характеризующийся тем, что содержит цилиндрическую обечайку, на одном конце которой вход для потока атмосферного воздуха, а на другом - выпускное сопло, центральное осесимметричное или клиновидное тело, на кромках которого реализуется система скачков уплотнения, размещенное в обечайке, камеру сгорания для сжигания нанопорошка алюминия в парах воды, являющуюся одновременно химическим реактором для получения водорода, размещенную в клиновидном теле, сопряженную с ним на выходе и с соплом, приспособленным к образованию зоны горения при взаимодействии истекающего из сопла водорода и поступающего воздушного потока.2. Гибридный ракетно-прямоточный воздушно-реактивный аэрокосмический двигатель по п.1, отличающийся тем, что в зоне горения молекулярный водород и окислитель находятся в стехиометрическом соотношении (отношение топливо/окислитель ϕ=1) либо образуют бедную смесь (соотношением ϕ<1).3. Гибридный ракетно-прямоточный воздушно-реактивный аэрокосмический двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что работает на скорости, равной числу Маха М=0-24.4. Гибридный ракетно-прямоточный воздушно-реактивный аэрокосмический двигат1. A hybrid ramjet ramjet aerospace engine, characterized in that it includes a rocket engine (RD) in the form of aluminum nanopowder with a size of not more than 25 nm in the liquid aqueous phase, designed to create traction at launch and at the initial stage of flight for producing fuel consumed by a ramjet engine combined with it of a cruise flight on molecular hydrogen generated during the combustion of aluminum nanopowder, and characterized in that it contains a cylindrical a shell, at one end of which there is an inlet for atmospheric air flow, and at the other — an outlet nozzle, a central axisymmetric or wedge-shaped body, on the edges of which a system of shock waves is implemented, located in the shell, a combustion chamber for burning aluminum nanopowder in water vapor, which is simultaneously a chemical reactor for producing hydrogen, placed in a wedge-shaped body, coupled to it at the outlet and with a nozzle adapted to form a combustion zone during the interaction of hydrogen flowing from the nozzle and stepping potoka.2 air. The hybrid ramjet ramjet aerospace engine according to claim 1, characterized in that in the combustion zone molecular hydrogen and an oxidizing agent are in a stoichiometric ratio (fuel / oxidizer ratio ϕ = 1) or form a lean mixture (ratio ϕ <1) .3 . The hybrid ramjet ramjet aerospace engine according to claim 1 or 2, characterized in that it operates at a speed equal to the Mach number M = 0-24.4. Hybrid rocket-propelled air-propelled aerospace engine

Claims (4)

1. Гибридный ракетно-прямоточный воздушно-реактивный аэрокосмический двигатель, отличающийся тем, что включает ракетный двигатель (РД) на топливе в виде нанопорошка алюминия размером не более 25 нм в жидкой водной фазе, предназначенный для создания тяги при старте и на начальном этапе полета и для наработки топлива, потребляемого совмещенным с ним прямоточным воздушно-реактивным двигателем (ПВРД) крейсерского полета на молекулярном водороде, образующимся при сжигании нанопорошка алюминия, и характеризующийся тем, что содержит цилиндрическую обечайку, на одном конце которой вход для потока атмосферного воздуха, а на другом - выпускное сопло, центральное осесимметричное или клиновидное тело, на кромках которого реализуется система скачков уплотнения, размещенное в обечайке, камеру сгорания для сжигания нанопорошка алюминия в парах воды, являющуюся одновременно химическим реактором для получения водорода, размещенную в клиновидном теле, сопряженную с ним на выходе и с соплом, приспособленным к образованию зоны горения при взаимодействии истекающего из сопла водорода и поступающего воздушного потока.1. A hybrid ramjet ramjet aerospace engine, characterized in that it includes a rocket engine (RD) in the form of aluminum nanopowder with a size of not more than 25 nm in the liquid aqueous phase, designed to create traction at launch and at the initial stage of flight for producing fuel consumed by a ramjet engine combined with it of a cruise flight on molecular hydrogen generated during the combustion of aluminum nanopowder, and characterized in that it contains a cylindrical a shell, at one end of which there is an inlet for atmospheric air flow, and at the other — an outlet nozzle, a central axisymmetric or wedge-shaped body, on the edges of which a system of shock waves is implemented, located in the shell, a combustion chamber for burning aluminum nanopowder in water vapor, which is simultaneously a chemical reactor for producing hydrogen, placed in a wedge-shaped body, coupled to it at the outlet and with a nozzle adapted to form a combustion zone during the interaction of hydrogen flowing from the nozzle and stepping airflow. 2. Гибридный ракетно-прямоточный воздушно-реактивный аэрокосмический двигатель по п.1, отличающийся тем, что в зоне горения молекулярный водород и окислитель находятся в стехиометрическом соотношении (отношение топливо/окислитель ϕ=1) либо образуют бедную смесь (соотношением ϕ<1).2. The hybrid ramjet ramjet aerospace engine according to claim 1, characterized in that in the combustion zone molecular hydrogen and an oxidizing agent are in a stoichiometric ratio (fuel / oxidizer ratio ϕ = 1) or form a lean mixture (ratio ϕ <1) . 3. Гибридный ракетно-прямоточный воздушно-реактивный аэрокосмический двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что работает на скорости, равной числу Маха М=0-24.3. The hybrid ramjet ramjet aerospace engine according to claim 1 or 2, characterized in that it operates at a speed equal to the Mach number M = 0-24. 4. Гибридный ракетно-прямоточный воздушно-реактивный аэрокосмический двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что РД и ПВРД рассчитаны так, что работоспособность как первичных, так и вторичных продуктов сгорания в сумме составляет ~1530 кДж/кг, что примерно в 2.3 раза больше, чем у продуктов сгорания керосина в воздухе. 4. The hybrid ramjet ramjet aerospace engine according to claim 1 or 2, characterized in that the RD and ramjet are designed so that the operability of both primary and secondary combustion products in the amount is ~ 1530 kJ / kg, which is approximately 2.3 times more than the products of combustion of kerosene in the air.
RU2014101385/06A 2014-01-17 2014-01-17 Hybrid aerospace rocket ramjet RU2563641C2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2014101385/06A RU2563641C2 (en) 2014-01-17 2014-01-17 Hybrid aerospace rocket ramjet

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2014101385/06A RU2563641C2 (en) 2014-01-17 2014-01-17 Hybrid aerospace rocket ramjet

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2014101385A true RU2014101385A (en) 2015-07-27
RU2563641C2 RU2563641C2 (en) 2015-09-20

Family

ID=53761756

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2014101385/06A RU2563641C2 (en) 2014-01-17 2014-01-17 Hybrid aerospace rocket ramjet

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2563641C2 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU180227U1 (en) * 2017-11-02 2018-06-06 Закрытое акционерное общество "Институт телекоммуникаций" Combined three-mode jet engine

Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2647919C1 (en) * 2016-06-20 2018-03-21 Владимир Леонидович Письменный Ramjet engine
RU2633730C1 (en) * 2016-10-31 2017-10-17 Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Национальный исследовательский Томский государственный университет" (ТГУ) Method of working process organizing in direct-flow air jet engine
CN107503862A (en) * 2017-10-10 2017-12-22 北京航空航天大学 A kind of hybrid rocket combination circulation propulsion system and its control method
RU196907U1 (en) * 2019-08-12 2020-03-19 Владимир Анисимович Романов Missile with a gas-vapor powder engine, explosive nuclear charges and a rotary nozzle

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE1926728B1 (en) * 1969-05-24 1971-03-25 Messerschmitt Boelkow Blohm Combustion chamber for jet engines, especially for rocket ramjet engines
FR2564201B1 (en) * 1984-05-15 1986-10-31 Inst Prikladnoi Fiziki Akademi DEVICE FOR THE CALIBRATION AND VERIFICATION OF THE MAGNETIC CONTROL MEANS OF FERROMAGNETIC PRODUCTS
US4644746A (en) * 1985-12-30 1987-02-24 L. W. Fleckenstein, Inc. Gas compressor for jet engine
RU2280778C2 (en) * 2004-07-23 2006-07-27 Борис Федорович Кочетков Method of and device for creating reactive thrust in form of combination air jet engine
RU2439358C2 (en) * 2009-11-05 2012-01-10 Открытое акционерное общество "Корпорация "Тактическое ракетное вооружение" Air ramjet engine operating on powder metal fluid

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU180227U1 (en) * 2017-11-02 2018-06-06 Закрытое акционерное общество "Институт телекоммуникаций" Combined three-mode jet engine

Also Published As

Publication number Publication date
RU2563641C2 (en) 2015-09-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2014101385A (en) HYBRID ROCKET AND RECTANOUS AIR-REACTIVE AEROSPACE ENGINE
US20140196460A1 (en) Ramjet including a detonation chamber and aircraft comprising such a ramjet
ES2650078T3 (en) Two stage vacuum burner
GB579807A (en) Improvements in and relating to the propulsion of aerial torpedoes
RU2014147672A (en) SPACE VEHICLE EQUIPPED WITH ORBIT RELEASE DEVICE CONTAINING A KNOCKING ENGINE
RU2015136584A (en) GAS-TURBINE ENGINE COMBUSTION SYSTEM CONTAINING AN IMPROVED FUEL SUPPLY CIRCUIT
US20190093603A1 (en) Aerospace turbofan engines
JP2013520615A5 (en)
RU2016140562A (en) UNIVERSAL IGNITION ROCKET ENGINE
RU2012152897A (en) METHOD FOR INCREASING THE RANGE OF THE FLIGHT OF THE ARTILLERY shell
RU2623134C1 (en) Solid fueled integrated straight-jet engine
RU2410291C1 (en) Supersonic missile with powdered metallic fuel engine
Kurosaka et al. Theoretical and experimental consideration of the continuous rotating detonation engine
RU2546355C1 (en) Rocket-assisted projectile
RU2013150684A (en) METHOD FOR ORGANIZING IGNITION AND COMBUSTION OF FUEL IN A HYPERSONIC DIRECT FLOW AIR-REACTIVE ENGINE (SCREW)
RU2765672C1 (en) Method for forcing a dual-flow ejector pulse jet engine and forced dual-flow ejector pulse jet engine
Ohe et al. Study on hybrid rocket with multi-section swirl injection method toward flight experiments of subscale space plane
Kanbayashi et al. Aluminum Powder Effects with Aft-chamber Extension and Baffle Plate Installation for Hybrid Rocket
RU2600264C1 (en) Two-stage space rocket
US20210199046A1 (en) Component Description of the Infinite Water Electrolysis Combustion Engine (I.W.E.C.E)
RU2685166C2 (en) Combustion chamber of low-thrust liquid-propellant engine
JPS56113029A (en) Injector of ram rocket
Karteek et al. Design of an Advanced Focused Wave Pulsejet Engine
Funaki et al. Experiment on Air Intake Performance of Ejector-Jet using Wax-based Fuel Hybrid Rocket.
Bykovskii et al. Continuous spin and pulse detonation of hydrogen-air mixtures in supersonic flow generated by a detonation wave

Legal Events

Date Code Title Description
PC43 Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions

Effective date: 20210804