RU2028488C1 - Ramjet engine - Google Patents
Ramjet engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2028488C1 RU2028488C1 SU4451571A RU2028488C1 RU 2028488 C1 RU2028488 C1 RU 2028488C1 SU 4451571 A SU4451571 A SU 4451571A RU 2028488 C1 RU2028488 C1 RU 2028488C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- panel
- combustion chamber
- rod
- engine
- drive
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано в качестве силовой установки гиперзвуковых летательных аппаратов и воздушно-космических самолетов. The invention relates to aircraft and can be used as a power plant for hypersonic aircraft and aerospace aircraft.
Известен регулируемый прямоточный двигатель для полета до М = 7, который располагается под крылом летательного аппарата (ЛА). Поверхность крыла используется для предварительного сжатия воздуха и расширения газа. Камера сгорания выполнена прямоугольного сечения, нижняя панель криволинейной формы, образующая сужающийся - расширяющийся канал с критическим сечением посредине. Геометрические параметры двигателя регулируются с помощью привода, изменяющего положение нижней подвижной панели за счет ее шарнирного закрепления. Known adjustable ramjet engine for flight to M = 7, which is located under the wing of the aircraft (LA). The wing surface is used to pre-compress air and expand gas. The combustion chamber is made of rectangular cross-section, the lower panel is curved, forming a tapering - expanding channel with a critical section in the middle. The geometric parameters of the engine are regulated using a drive that changes the position of the lower movable panel due to its articulation.
Недостатком известного регулируемого прямоточного двигателя является узкий диапазон его применения, обусловленный дозвуковым сгоранием топлива при данных возможностях изменения геометрии камеры сгорания, так как плавный длинный переход сужающегося канала в расширяющийся с критическим сечением в середине приводит к большим потерям давления из-за малых градиентов скорости потока в зоне критического сечения. A disadvantage of the known adjustable ramjet engine is the narrow range of its application, due to subsonic combustion of the fuel for given possibilities of changing the geometry of the combustion chamber, since a smooth long transition of the narrowing channel to expanding with a critical section in the middle leads to large pressure losses due to small gradients of the flow velocity in critical section area.
Целью изобретения является расширение эксплуатационного диапазона. The aim of the invention is to expand the operational range.
Это достигается тем, что прямоточный двигатель, содержащий камеру сгорания прямоугольного сечения, образованную неподвижной с шарнирной опорой и подвижной относительно нее панелями, последняя из которых шарнирно соединена с одним концом тяги с приводом, и систему впрыска топлива, снабжен дополнительной тягой с приводом, шарнирно закрепленной на подвижной панели и соединяющей ее с неподвижной панелью, причем шарнирная опора соединена с другим концом тяги с приводом. Тяги с приводами установлены вне камеры сгорания. This is achieved by the fact that the direct-flow engine containing a combustion chamber of rectangular cross section, formed by fixed panels with a hinged support and movable relative to it, the last of which is pivotally connected to one end of the drive rod, and the fuel injection system, is equipped with an additional rod with the drive, articulated on the movable panel and connecting it to the fixed panel, and the hinge bearing is connected to the other end of the rod with the drive. Traction rods are installed outside the combustion chamber.
На фиг. 1 показан летательный аппарат с двигателем, общий вид; на фиг. 2 - прямоточный двигатель, общий вид; на фиг. 3 - сечение А-А на фиг. 2; на фиг. 4 - панели в положении сверхзвукового горения; на фиг. 5 - панели, убранные в корпус ЛА. In FIG. 1 shows an aircraft with an engine, general view; in FIG. 2 - ramjet engine, general view; in FIG. 3 is a section AA in FIG. 2; in FIG. 4 - panels in the position of supersonic combustion; in FIG. 5 - panels removed into the aircraft body.
Прямоточный двигатель содержит камеру 1 сгорания с каналом 2, образованную неподвижной и подвижной панелями 3 и 4. Подвижная панель 4 выполнена с боковыми стенками 5, неподвижная панель 3 может быть выполнена как единое целое с поверхностью корпуса ЛА. Механизм регулирования положения подвижной панели 4 выполнен в виде тяги 5 и дополнительной тяги 6 с соответствующими приводами 7 и 8, выполненными в виде домкратов. The in-line engine contains a
Камера сгорания снабжена системой 9 впрыска топлива. Для регулирования положения подвижной панели 4 в зависимости от режимов работы двигателя возможно использование задатчика положения подвижной панели 4, связанного с системой управления. Контакты тяги 5 соответственно соединены через шарнирную опору 10 с неподвижной панелью 3, а через шарнир 11 - с подвижной панелью 4. Концы дополнительной тяги 6 соответственно соединены шарнирно с подвижной панелью 4 и жестко - с неподвижной панелью 3. Приводы 7 и 8 и тяги 5 и 6 установлены вне камеры сгорания, т. е. вне зоны горения. The combustion chamber is equipped with a fuel injection system 9. To adjust the position of the
Прямоточный двигатель работает следующим образом. Line engine operates as follows.
Приводы 7 и 8 подвижной панели 4 позволяют установить три дискретных ее положения, образуя при этом следующую форму канала 2 камеры 1 сгорания:
сужающуюся (фиг. 2) для организации горения топлива в дозвуковом режиме работы;
расширяющуюся (фиг. 4) для организации горения топлива в сверхзвуковом режиме работы.Drives 7 and 8 of the
tapering (Fig. 2) for the organization of fuel combustion in a subsonic mode of operation;
expanding (Fig. 4) for the organization of fuel combustion in a supersonic mode of operation.
При неработающем двигателе подвижная панель 4 полностью убирается в неподвижную панель 3. When the engine is idle, the
Задаваемая программой длина тяги 5 и дополнительной тяги 6 регулируется приводом 7 и дополнительным приводом 8, выполненными в виде домкратов, причем тяга 5 за счет соединения ее концов с шарнирной опорой 10 и шарниром 11 имеет возможность вращения вокруг оси. The length of the
Возможность регулирования формы канала с обеспечением различных (дозвуковых, сверхзвуковых) скоростей сгорания топлива, а также возможность изменения геометрических размеров канала обеспечивают применение прямоточного двигателя в широком диапазоне сверхзвуковых скоростей, включая орбитальные скорости. The ability to control the shape of the channel with the provision of various (subsonic, supersonic) fuel combustion rates, as well as the ability to change the geometric dimensions of the channel provide the use of a ram motor in a wide range of supersonic speeds, including orbital speeds.
Claims (2)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SU4451571 RU2028488C1 (en) | 1988-06-30 | 1988-06-30 | Ramjet engine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SU4451571 RU2028488C1 (en) | 1988-06-30 | 1988-06-30 | Ramjet engine |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2028488C1 true RU2028488C1 (en) | 1995-02-09 |
Family
ID=21385963
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
SU4451571 RU2028488C1 (en) | 1988-06-30 | 1988-06-30 | Ramjet engine |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2028488C1 (en) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2498163C2 (en) * | 2007-07-26 | 2013-11-10 | Снекма | Gas turbine engine combustion chamber |
RU2516735C1 (en) * | 2012-12-07 | 2014-05-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Hypersonic ramjet engine and concept of combustion |
RU2520784C1 (en) * | 2012-12-07 | 2014-06-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Setting of detonation combustion in combustion chamber of hypersonic ramjet |
-
1988
- 1988-06-30 RU SU4451571 patent/RU2028488C1/en active
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
Патент США N 3250071, кл. 60 - 271, 1963. * |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2498163C2 (en) * | 2007-07-26 | 2013-11-10 | Снекма | Gas turbine engine combustion chamber |
RU2516735C1 (en) * | 2012-12-07 | 2014-05-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Hypersonic ramjet engine and concept of combustion |
RU2520784C1 (en) * | 2012-12-07 | 2014-06-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Setting of detonation combustion in combustion chamber of hypersonic ramjet |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US4280660A (en) | Vectorable nozzle | |
JPH0536630B2 (en) | ||
US3667233A (en) | Dual mode supersonic combustion ramjet engine | |
RU2037066C1 (en) | Method and device for producing thrust | |
KR960013103B1 (en) | Thrust vectoring exhaust nozzle arrangement | |
US3098352A (en) | Adjustable jet propulsion nozzle with secondary air flow control | |
GB1293868A (en) | An arrangement for controlling and supporting a variable-geometry duct | |
JP2767186B2 (en) | Jet engine | |
US2799989A (en) | Variable area jet nozzle | |
JPH0396643A (en) | Exhaust nozzle | |
CA2013932A1 (en) | Axisymmetric vectoring exhaust nozzle | |
US5186390A (en) | Propelling nozzle | |
US5833139A (en) | Single variable flap exhaust nozzle | |
US3979067A (en) | Actuating means for a thrust vectoring gas turbine engine exhaust nozzle | |
JPH0692774B2 (en) | Scramjet with combustor integral with inlet | |
US6289670B1 (en) | Turbojet engine thrust reverser and exhaust nozzle | |
GB1103803A (en) | Variable area jet engine air intake | |
RU2121592C1 (en) | Ramjet engine for aircraft with supersonic and/or hypersonic flying speed | |
RU2028488C1 (en) | Ramjet engine | |
JPH02286860A (en) | Propulsive nozzle for air plane equipped with turbine-ram-jet complex engine and its regulator | |
US5437412A (en) | Variable geometry jet engine exhaust nozzle | |
US2986002A (en) | Leaky-type exhaust nozzle for jet propulsion devices | |
US4088270A (en) | Two dimensional wedge/translating shroud nozzle | |
US4005823A (en) | Flap-type two-dimensional nozzle having a plug | |
CN106121859B (en) | A kind of regulating device for wide fast domain structure changes jet pipe |