RU2179255C2 - Hypersonic cryogenic air-jet engine - Google Patents
Hypersonic cryogenic air-jet engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2179255C2 RU2179255C2 RU97104278A RU97104278A RU2179255C2 RU 2179255 C2 RU2179255 C2 RU 2179255C2 RU 97104278 A RU97104278 A RU 97104278A RU 97104278 A RU97104278 A RU 97104278A RU 2179255 C2 RU2179255 C2 RU 2179255C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- heat exchanger
- gas
- air
- fuel
- turbine
- Prior art date
Links
Landscapes
- Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к авиации и космонавтике, а более конкретно к конструкции воздушно-реактивного двигателя летательного аппарата больших скоростей полета, использующего криогенное топливо - жидкий метан или жидкий водород, и может быть использовано в качестве основной силовой установки гиперзвукового самолета или первой (разгонной) ступени авиационно-космической системы. The invention relates to aviation and astronautics, and more particularly to the design of an aircraft jet engine of a high-speed aircraft using cryogenic fuel - liquid methane or liquid hydrogen, and can be used as the main power unit of a hypersonic aircraft or the first (booster) stage of aviation -cosmic system.
Известен прямоточный воздушно-реактивный двигатель, содержащий камеру сгорания, реактивное сопло и топливный насос, подключенный к коллектору форсунок камеры сгорания. В камеру сгорания из входного устройства летательного аппарата поступает воздух, сжатый за счет скоростного напора, и насосом подается жидкое топливо, в том числе может быть использовано криогенное топливо (Р. И. Курзинер. Реактивные двигатели для больших сверхзвуковых скоростей полета. М.: Машиностроение, 1989, с. 6, рис. 1, с. 149). Такой двигатель эффективен в широком диапазоне сверх- и гиперзвуковых скоростей полета, но малоэффективен на дозвуковых скоростях и неработоспособен на старте при M=0, вследствие чего силовая установка гиперзвукового летательного аппарата должна содержать дополнительно двигатель другого типа, обеспечивающий старт и разгон. Known ramjet engine containing a combustion chamber, a jet nozzle and a fuel pump connected to the manifold of the nozzles of the combustion chamber. Air compressed by a high-pressure head enters the combustion chamber from the inlet device of the aircraft, and liquid fuel is pumped, including cryogenic fuel (RI Kurziner. Jet engines for high supersonic flight speeds. M: Mechanical Engineering , 1989, p. 6, fig. 1, p. 149). Such an engine is effective in a wide range of supersonic and hypersonic flight speeds, but it is ineffective at subsonic speeds and is inoperative at launch at M = 0, as a result of which the propulsion system of a hypersonic aircraft must additionally contain another type of engine that provides start and acceleration.
Известен также пароводородный ракетно-турбинный двигатель, выбранный в качестве прототипа, имеющий два рабочих проточных контура - воздушно-газовый и водородный (паротурбинный), содержащий в воздушно-газовом контуре компрессор, основную камеру сгорания, парогазовый теплообменник, дополнительную камеру сгорания и реактивное сопло, а в водородном (паротурбинном) контуре - высоконапорный насос подачи жидкого водорода, водородные каналы теплообменника, паровую (пароводородную) турбину, механически связанную с валом компрессора, и коллектора форсунок основной и дополнительной камер сгорания, подключенные к выходу паровой турбины (Р.И.Курзинер. Реактивные двигатели для больших сверхзвуковых скоростей полета. М.: Машиностроение, 1989, с. 209, рис. 6.18). Этот двигатель имеет хорошие тягово-экономические характеристики на максимальном режиме в широком диапазоне скоростей полета, начиная от старта при M = 0, до гиперзвуковых M = 5...6. Он более эффективен на сверхзвуковых и указанных гиперзвуковых скоростях полета, чем прямоточный воздушно-реактивный двигатель, и по существу исходя из назначения и принципиального устройства представляет собой гиперзвуковой криогенный воздушно-реактивный двигатель. Однако максимально достижимые параметры рабочего процесса этого двигателя все же не обеспечивают получения удельного импульса тяги и других характеристик, требуемых от основной силовой установки гиперзвукового летательного аппарата. Also known is a steam-hydrogen rocket-turbine engine, selected as a prototype, having two working flow circuits - an air-gas and hydrogen (steam-turbine), containing in the air-gas circuit a compressor, a main combustion chamber, a gas-vapor heat exchanger, an additional combustion chamber and a jet nozzle, and in the hydrogen (steam-turbine) circuit, a high-pressure liquid hydrogen feed pump, hydrogen channels of the heat exchanger, a steam (steam-hydrogen) turbine mechanically connected to the compressor shaft, and a collector nozzles of the primary and secondary combustion chambers connected to the output of a steam turbine (RI Kurziner. Jet engines for high supersonic flight speeds. M: Mashinostroenie, 1989, p. 209, Fig. 6.18). This engine has good traction and economic characteristics at maximum speed in a wide range of flight speeds, from the start at M = 0 to hypersonic M = 5 ... 6. It is more effective at supersonic and indicated hypersonic flight speeds than a ramjet engine, and essentially, based on the purpose and principle of the device, it is a hypersonic cryogenic jet engine. However, the maximum achievable working process parameters of this engine still do not provide a specific thrust impulse and other characteristics required from the main power plant of a hypersonic aircraft.
Причинами, препятствующими получению указанного ниже технического результата при использовании конструктивной схемы и рабочего процесса прототипа, являются:
- существенное ограничение расчетной степени повышения давления воздуха в компрессоре из-за недостаточной мощности приводящей его пароводородной турбины, поскольку относительный расход ее рабочего тела составляет на максимальном (стехиометрическом) режиме только 2,9% от расхода воздуха, а также вследствие недопустимого из условий прочности нагрева лопаток рабочего колеса компрессора на гиперзвуковых скоростях полета;
- невыгодное в отношении экономичности двигателя распределение расхода топлива между основной и дополнительной камерами сгорания во избежание недопустимого из условий жаростойкости нагрева входной части теплообменника;
- резкое, в несколько раз, ухудшение экономичности двигателя на дроссельных режимах (при пониженной частоте вращения пароводородной турбины), требующихся в интересах выполнения полетного задания, в особенности при невысоких скоростях полета.The reasons that impede the receipt of the technical result indicated below when using the design scheme and the prototype workflow are:
- a significant limitation of the calculated degree of increase in air pressure in the compressor due to insufficient power of the steam-hydrogen turbine driving it, since the relative flow rate of its working fluid at the maximum (stoichiometric) mode is only 2.9% of the air flow rate, and also due to the heating strength compressor impeller vanes at hypersonic flight speeds;
- unfavorable in terms of engine efficiency distribution of fuel consumption between the main and additional combustion chambers in order to avoid unacceptable from the conditions of heat resistance heating of the inlet part of the heat exchanger;
- a sharp, several times, deterioration in engine economy in throttle modes (at a reduced rotational speed of a steam-hydrogen turbine), required in the interests of fulfilling the flight mission, especially at low flight speeds.
Сущность заявленного изобретения заключается в следующем. The essence of the claimed invention is as follows.
Основной задачей, на решение которой направленно изобретение, является разработка новой конструктивной схемы гиперзвукового воздушно-реактивного двигателя, обеспечивающего улучшение летно-технических характеристик гиперзвукового летательного аппарата при скорости полета до M = 5...6. The main task to be solved by the invention is the development of a new structural scheme for a hypersonic jet engine, which improves the flight performance of a hypersonic aircraft at a flight speed of up to M = 5 ... 6.
Технический результат, достигаемый при осуществлении изобретения, заключается в увеличении удельного импульса тяги на всех режимах работы, в том числе дроссельных, во всем диапазоне скоростей полета до M = 5...6 при использовании водородного топлива. Другой технический результат выражается в уменьшении лобового сопротивления гиперзвукового летательного аппарата и увеличении массовой отдачи топлива в случае использования метанового топлива. The technical result achieved by the implementation of the invention is to increase the specific impulse of thrust in all operating modes, including throttle, in the entire range of flight speeds to M = 5 ... 6 when using hydrogen fuel. Another technical result is expressed in a decrease in the drag of a hypersonic aircraft and an increase in mass return of fuel in the case of using methane fuel.
Указанный технический результат достигается тем, что в гиперзвуковом криогенном воздушно-реактивном двигателе с двумя рабочими проточными контурами - воздушно-газовым и паротурбинным, содержащем в воздушно-газовом контуре компрессор, основную камеру сгорания, парогазовый теплообменник, дополнительную камеру сгорания и реактивное сопло, а в паротурбинном контуре насос подачи жидкого криогенного топлива, топливные каналы теплообменника, паровую турбину, механически связанную с валом компрессора и подключенную входом к топливным каналам теплообменника, а выходом через регулятор-распределитель топлива - к коллекторам форсунок основной и дополнительной камер сгорания. The specified technical result is achieved by the fact that in a hypersonic cryogenic air-jet engine with two working flow circuits - an air-gas and steam turbine, containing in the air-gas circuit a compressor, a main combustion chamber, a gas-vapor heat exchanger, an additional combustion chamber and a jet nozzle, and in steam-turbine circuit, liquid cryogenic fuel feed pump, heat exchanger fuel channels, steam turbine mechanically connected to the compressor shaft and connected to the fuel channel by the inlet am exchanger, and output through the fuel regulator-distributor - to the collectors injector main and additional combustion chambers.
Двигатель выполнен двухвальным и дополнительно снабжен турбодетандером, топливовоздушным теплообменником с запорным клапаном, компрессором низкого давления, газовой турбиной, парогазовым теплообменником-регенератором, причем турбодетандер установлен на входе воздушно-газового контура, топливовоздушный теплообменник установлен между турбодетандером и компрессором низкого давления, газовая турбина расположена после дополнительной камеры сгорания и соединена общим валом с компрессором низкого давления и турбодетандером, парогазовый теплообменник-регенератор установлен за газовой турбиной, при этом топливные каналы топливовоздушного теплообменника подключены входом к насосу подачи жидкого криогенного топлива, а каналы парогазового теплообменника-регенератора подключены входом к выходу топливовоздушного теплообменника, а также через запорный кран - к насосу подачи жидкого криогенного топлива, и выходом подключены к входу топливных каналов парогазового теплообменника, расположенного за основной камерой сгорания, при этом соединенные внешним соосным валом второй компрессор и паровая турбина в совокупности образуют собой ротор высокого давления, а турбодетандер, первый компрессор и газовая турбина, соединенные между собой внутренним соосным валом, в совокупности образуют между собой ротор низкого давления. The engine is twin-shaft and is additionally equipped with a turboexpander, a fuel-air heat exchanger with a shut-off valve, a low-pressure compressor, a gas turbine, a gas-vapor heat exchanger-regenerator, the turboexpander installed at the inlet of the air-gas circuit, a fuel-air heat exchanger installed between the turbine expander and the low-pressure compressor, the gas turbine is located after additional combustion chamber and is connected by a common shaft with a low-pressure compressor and a turboexpander, combined-cycle gas A heat exchanger-regenerator is installed behind the gas turbine, while the fuel channels of the air-fuel heat exchanger are connected by the inlet to the liquid cryogenic fuel supply pump, and the channels of the gas-vapor heat exchanger-regenerator are connected by the inlet to the output of the air-fuel heat exchanger, and also through the shut-off valve to the liquid cryogenic fuel supply pump, and the output is connected to the input of the fuel channels of the gas-vapor heat exchanger located behind the main combustion chamber, while connected by an external coaxial shaft in Ora compressor and steam turbine together form a high pressure rotor, and the turbo expander, a first compressor and a gas turbine connected by a coaxial inner shaft, in the aggregate form between them a low-pressure rotor.
Укажем на причинно-следственные связи между отличительными признаками и техническим результатом. We point out the causal relationship between the hallmarks and the technical result.
Увеличение удельного импульса тяги заявленного двигателя на всех режимах работы обусловлено тем, что двигатель выполнен двухвальным, в котором конструктивные элементы прототипа представляют собой ротор высокого давления, а ротор низкого давления образован дополнительно введенными конструктивными элементами, а также за счет дополнительного включения в схему двух теплообменников, что в совокупности позволяет понизить температуру воздушного потока в компрессоре в условиях гиперзвукового полета, увеличить мощность привода компрессора и, соответственно, степень повышения давления воздуха в нем, увеличить степень подогрева рабочего тела в основной камере сгорания, а также использовать другое более дешевое, доступное и простое в эксплуатации криогенное топливо - жидкий метан, стехиометрический расход которого примерно вдвое больше, а плотность почти в шесть раз больше, чем водородного топлива. The increase in the specific impulse of thrust of the claimed engine in all operating modes is due to the fact that the engine is twin-shaft, in which the structural elements of the prototype are a high pressure rotor, and the low pressure rotor is formed by additionally introduced structural elements, as well as due to the additional inclusion of two heat exchangers in the circuit, which together allows you to lower the temperature of the air flow in the compressor in conditions of hypersonic flight, to increase the drive power of the compressor and, accordingly, the degree of increase in air pressure in it, to increase the degree of heating of the working fluid in the main combustion chamber, and also to use another cheaper, more affordable and easy-to-operate cryogenic fuel - liquid methane, whose stoichiometric flow rate is about twice as high, and the density is almost six times more than hydrogen fuel.
На чертеже представлена предлагаемая схема гиперзвукового криогенного воздушно-реактивного двигателя. The drawing shows the proposed scheme of a hypersonic cryogenic jet engine.
Гиперзвуковой криогенный воздушно-реактивный двигатель, имеющий два рабочих проточных контура - воздушно-газовый и паротурбинный, содержит в воздушно-газовом контуре последовательно установленные турбодетандер 1, топливовоздушный теплообменник-испаритель, компрессоры низкого 3 и высокого 4 давления, основную камеру сгорания 5, парогазовый теплообменник-подогреватель 6, дополнительную камеру сгорания 7, газовую турбину 8, соединенную валом с компрессором 3 и турбодетандером 1, парогазовый теплообменнник-регенератор 9 и реактивное сопло 10. В паротурбинном контуре последовательно установлены насос 11, топливовоздушный теплообменник-испаритель 2, подключенный входом топливных каналов к насосу 11; парогазовые теплообменники 9 и 6, подключенные входом паровых каналов соответственно к выходу паровых каналов теплообменников 2 и 9; паровая турбина 12, соединенная общим валом с компрессором высокого давления 4 и подключенная входом к выходу паровых каналов теплообменника 6; регулятор-распределитель топлива 13, подключенный входом к выходу паровой турбины 12, а двумя выходами - соответственно к коллекторам форсунок основной 5 и дополнительной 7 камер сгорания. Насос 11 через запорный кран подключен к входу паровых (топливных) каналов теплообменника 9. A hypersonic cryogenic air-jet engine having two working flow circuits - an air-gas and a steam-turbine one - contains turboexpander 1 in series, an air-gas heat exchanger-evaporator, low-pressure and high-pressure compressors 3, a main combustion chamber 5, a gas-vapor heat exchanger -heater 6, an additional combustion chamber 7, a gas turbine 8 connected by a shaft with a compressor 3 and a turboexpander 1, a gas-vapor heat exchanger-regenerator 9 and a jet nozzle 10. A pump 11, a fuel-air heat exchanger-evaporator 2, connected by an input of the fuel channels to the pump 11 are sequentially installed in the steam-turbine circuit; combined-cycle heat exchangers 9 and 6, connected by the input of the steam channels, respectively, to the output of the steam channels of the heat exchangers 2 and 9; a steam turbine 12 connected by a common shaft to a high-pressure compressor 4 and connected by an input to the output of the steam channels of the heat exchanger 6; a fuel distribution regulator 13 connected by an input to the output of the steam turbine 12, and by two outputs, respectively, to the nozzle manifolds of the main 5 and additional 7 combustion chambers. The pump 11 through the shut-off valve is connected to the input of the steam (fuel) channels of the heat exchanger 9.
Двигатель работает следующим образом. The engine operates as follows.
В условиях гиперзвукового полета на рабочих режимах двигателя насос 11 подает жидкое криогенное топливо под давлением 10...50 МПа в топливные каналы топливовоздушного теплообменника-испарителя 2, где топливо испаряется, а образующийся пар предварительно подогревается за счет отбора теплоты от проходящего через теплообменник потока горячего воздуха, заторможенного в воздухозаборнике силовой установки летательного аппарата и прошедшего турбодетандер 1. Охлаждение воздуха в турбодетандере 1 соответствует совершаемой в нем работе расширения, а затем в теплообменнике 2 создает условия для меньшей затраты работы на привод компрессоров 3, 4 при требуемой степени повышения давления, меньшего нагрева их последних ступеней, а также для увеличения расхода топлива и степени подогрева газа в основной камере сгорания 5. При запуске и в полете до числа M ≈ 3 насос 11 подает жидкое криогенное топливо на вход топливных каналов теплообменника 9, где оно испаряется, так как при поступлении холодного воздуха теплообменник 2 неффективен. Дальнейший подогрев испаренного топлива в парогазовых теплообменниках 9 и 6 соответственно за газовой турбиной 8 и за камерой сгорания 5 доводит его температуру до требуемой на входе в паровую турбину (приблизительно 1800...2000 К). При этом его нагрев в парогазовом теплообменнике-регенераторе 9 обеспечивает перенос части относительно низкопотенциального тепла от газа, давление которого понизилось в турбине 8, в камеры сгорания 5 и 7, где давление газа выше, что увеличивает к.п.д. рабочего цикла и способствует увеличению удельного импульса тяги (снижению удельного расхода топлива). Возможно также использование дополнительного источника подогрева испаренного топлива в случае его применения для охлаждения элементов планера 14, что по термодинамическому эффекту равносильно повышению теплотворности топлива и также способствует снижению его удельного расхода. В паровой турбине 12 срабатывается часть перепада давления испаренного топлива, создаваемого насосом при намного меньшей затрате работы на подачу жидкого криогенного топлива по сравнению с получаемой от турбины 12 работой, затрачиваемой на привод компрессора высокого давления 4. Благодаря этому повышается давление в воздушно-газовом тракте двигателя без затраты работы продуктов сгорания. In conditions of hypersonic flight at engine operating conditions, pump 11 delivers liquid cryogenic fuel at a pressure of 10 ... 50 MPa to the fuel channels of the fuel-air heat exchanger-evaporator 2, where the fuel evaporates and the steam generated is preheated by taking heat from the hot stream passing through the heat exchanger air inhibited in the air intake of the power plant of the aircraft and past the turbo-expander 1. Air cooling in the turbo-expander 1 corresponds to the work performed therein expanded I, and then in the heat exchanger 2, creates conditions for lower operating costs for the drive of compressors 3, 4 at the required degree of pressure increase, less heating of their last stages, as well as to increase fuel consumption and the degree of gas heating in the main combustion chamber 5. When starting and in flight, to the number M ≈ 3, the pump 11 delivers the liquid cryogenic fuel to the input of the fuel channels of the heat exchanger 9, where it evaporates, since when the cold air enters, the heat exchanger 2 is ineffective. Further heating of the evaporated fuel in the gas-vapor heat exchangers 9 and 6, respectively, behind the gas turbine 8 and behind the combustion chamber 5 brings its temperature to the required temperature at the inlet of the steam turbine (approximately 1800 ... 2000 K). Moreover, its heating in the gas-vapor heat exchanger-regenerator 9 ensures the transfer of a part of relatively low potential heat from the gas, the pressure of which has decreased in the turbine 8, to the combustion chambers 5 and 7, where the gas pressure is higher, which increases the efficiency duty cycle and contributes to an increase in specific impulse of thrust (decrease in specific fuel consumption). It is also possible to use an additional source of heating the evaporated fuel if it is used to cool the elements of the airframe 14, which in terms of thermodynamic effect is equivalent to an increase in the calorific value of the fuel and also helps to reduce its specific consumption. In the steam turbine 12, a part of the differential pressure of the vaporized fuel is generated, which is created by the pump at a much lower cost of working for the supply of liquid cryogenic fuel compared with the work received from the turbine 12, spent on the drive of the high pressure compressor 4. This increases the pressure in the air-gas path of the engine without the cost of the work of combustion products.
Выходящее из паровой турбины испаренное топливо распределяется регулятором-распределителем 13 по коллекторам форсунок основной 5 и дополнительной 7 камер сгорания таким образом, чтобы поддерживать на выходе основной камеры сгорания 5 заданную температуру (приблизительно 2000 К), приемлемую из условий жаростойкости теплообменника 6, а в дополнительной камере сгорания 7, куда поступает газ после охлаждения в теплообменнике 6, сжигать остальное топливо, доводящее суммарный расход топлива до стехиометрического или же доводящее температуру перед газовой турбиной 8 до максимальной, приемлемой из условий прочности лопаток рабочего колеса (приблизительно 1900 К). При этом охлаждение газа в теплообменнике 6 создает условия для увеличения расхода топлива и степени подогрева газа в дополнительной камере сгорания 7, если это целесообразно. The evaporated fuel leaving the steam turbine is distributed by the distributor 13 to the nozzle collectors of the main 5 and additional 7 combustion chambers in such a way as to maintain a predetermined temperature (approximately 2000 K) at the output of the main combustion chamber 5, acceptable from the heat resistance of the heat exchanger 6, and in an additional the combustion chamber 7, where the gas enters after cooling in the heat exchanger 6, burn the rest of the fuel, bringing the total fuel consumption to stoichiometric or bringing the temperature units of gas turbine 8 to a maximum, acceptable from the strength conditions of the impeller blades (approximately 1900 K). While cooling the gas in the heat exchanger 6 creates the conditions for increasing fuel consumption and the degree of heating of the gas in the additional combustion chamber 7, if appropriate.
Степень понижения давления паровой турбины около десяти, поэтому необходимое избыточное давление в форсунках камер сгорания 5 и 7 обеспечивается высокой напорностью топливного насоса 11. The degree of pressure reduction of the steam turbine is about ten, so the necessary overpressure in the nozzles of the combustion chambers 5 and 7 is provided by the high pressure of the fuel pump 11.
Газовая турбина 8 на рабочих режимах участвует совместно с турбодетандером 1 в приводе компрессора 3, при запуске от стартера служит основным источником мощности, обеспечивающей раскрутку ротора низкого давления, а при дросселировании, когда резко падает эффективность паровой турбины 12, предотвращает резкое увеличение удельного расхода топлива. The gas turbine 8 in operating modes participates together with the turboexpander 1 in the compressor drive 3, when starting from the starter, it serves as the main source of power for spinning the low pressure rotor, and when throttling, when the efficiency of the steam turbine 12 drops sharply, it prevents a sharp increase in specific fuel consumption.
Газовая турбина 8 является тем элементом схемы двигателя, который обеспечивает возможность использования метанового топлива, компенсируя его меньшую эффективность в паровой турбине по сравнению с водородным топливом. С увеличением скорости гиперзвукового полета вклад газовой турбины 8 в создание тяги двигателя уменьшается. The gas turbine 8 is that element of the engine circuit that allows the use of methane fuel, compensating for its lower efficiency in a steam turbine compared to hydrogen fuel. With an increase in the speed of hypersonic flight, the contribution of the gas turbine 8 to the creation of engine thrust decreases.
После турбины 8 и теплообменника 9 газовый поток поступает в реактивное сопло 10 и разгоняется в нем соответственно перепаду давления между его входом и внешней атмосферой. After the turbine 8 and the heat exchanger 9, the gas stream enters the jet nozzle 10 and accelerates in it according to the pressure drop between its inlet and the external atmosphere.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU97104278A RU2179255C2 (en) | 1997-03-19 | 1997-03-19 | Hypersonic cryogenic air-jet engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU97104278A RU2179255C2 (en) | 1997-03-19 | 1997-03-19 | Hypersonic cryogenic air-jet engine |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU97104278A RU97104278A (en) | 1999-03-27 |
| RU2179255C2 true RU2179255C2 (en) | 2002-02-10 |
Family
ID=20190954
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU97104278A RU2179255C2 (en) | 1997-03-19 | 1997-03-19 | Hypersonic cryogenic air-jet engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2179255C2 (en) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2508460C1 (en) * | 2012-07-10 | 2014-02-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Extra-terrestrial power plant with computer-aided energy conversion |
| RU2529601C2 (en) * | 2012-09-18 | 2014-09-27 | Николай Евгеньевич Староверов | Hypersonic engine (versions) |
| RU2576403C2 (en) * | 2010-11-23 | 2016-03-10 | Снекма | Combined turbo-ramjet engine |
| RU2583191C1 (en) * | 2014-12-22 | 2016-05-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Space power plant with machine energy conversion |
| RU2693951C1 (en) * | 2018-07-31 | 2019-07-08 | Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС" | Combined aircraft engine |
-
1997
- 1997-03-19 RU RU97104278A patent/RU2179255C2/en active
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| КУРЗИНЕР Р.И. Реактивные двигатели для больших сверхзвуковых скоростей полета . - М.: Машиностроение, 1989, с. 209, рис. 6.18. * |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2576403C2 (en) * | 2010-11-23 | 2016-03-10 | Снекма | Combined turbo-ramjet engine |
| RU2508460C1 (en) * | 2012-07-10 | 2014-02-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Extra-terrestrial power plant with computer-aided energy conversion |
| RU2529601C2 (en) * | 2012-09-18 | 2014-09-27 | Николай Евгеньевич Староверов | Hypersonic engine (versions) |
| RU2529601C9 (en) * | 2012-09-18 | 2015-03-20 | Николай Евгеньевич Староверов | Hypersonic engine (versions) |
| RU2583191C1 (en) * | 2014-12-22 | 2016-05-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Space power plant with machine energy conversion |
| RU2693951C1 (en) * | 2018-07-31 | 2019-07-08 | Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС" | Combined aircraft engine |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP3623604B1 (en) | Hybrid expander cycle with pre-compression cooling and turbo-generator | |
| CN106014637A (en) | Air precooling compression aircraft engine and hypersonic velocity aircraft | |
| US11383852B2 (en) | Turbo engine with cooler for cooling inlet air and turbine for expanding cryogenic fuel | |
| EP1992788B1 (en) | Aircraft combination engines plural airflow conveyances system | |
| US11828200B2 (en) | Hydrogen-oxygen fueled powerplant with water and heat recovery | |
| US3740949A (en) | Fuel cooled ram air reaction propulsion engine | |
| US20230167788A1 (en) | Hydrogen gas turbine | |
| US11920526B1 (en) | Inter-cooled preheat of steam injected turbine engine | |
| GB2240813A (en) | Hypersonic and trans atmospheric propulsion | |
| US3396538A (en) | Water injection for thrust augmentation | |
| RU2179255C2 (en) | Hypersonic cryogenic air-jet engine | |
| US5381653A (en) | Aircraft engine with pressure exchanger | |
| US20230022809A1 (en) | Dual cycle intercooled engine architectures | |
| RU2594828C1 (en) | Propulsion engine of supersonic aircraft | |
| RU2376483C1 (en) | Nuclear gas turbine engine with afterburning | |
| RU2379532C1 (en) | Nuclear gas turbine aircraft engine | |
| US11879415B2 (en) | Jet engine for aircraft | |
| RU2349775C1 (en) | Nuclear gas-turbine aviation engine | |
| CN117329025B (en) | Turbine exhaust stamping and pushing combined cycle engine and aerospace vehicle | |
| US20240229717A9 (en) | Gas turbine engine fuel system | |
| RU2591361C1 (en) | Engine of hypersonic aircraft | |
| Rodgers et al. | Advances in small turbopropulsion engine technology | |
| RU2405959C1 (en) | Method of gas generation for creation of thrust in air jet engine with multi-stage axial compressor and air jet engine | |
| RU2594091C1 (en) | Engine of hypersonic aircraft | |
| RU6839U1 (en) | COMBINED REACTIVE ENGINE |