RU2565131C1 - Ramjet engine running on solid propellant and method of its operation - Google Patents
Ramjet engine running on solid propellant and method of its operation Download PDFInfo
- Publication number
- RU2565131C1 RU2565131C1 RU2014128563/06A RU2014128563A RU2565131C1 RU 2565131 C1 RU2565131 C1 RU 2565131C1 RU 2014128563/06 A RU2014128563/06 A RU 2014128563/06A RU 2014128563 A RU2014128563 A RU 2014128563A RU 2565131 C1 RU2565131 C1 RU 2565131C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- afterburner
- wall
- solid fuel
- cooling
- solid
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к авиационному двигателестроению, а именно к прямоточным воздушно-реактивным двигателям.The invention relates to an aircraft engine, and in particular to ramjet engines.
Для использования в качестве двигательных установок (ДУ) летательных аппаратов (ЛА) различного назначения значительный интерес вызывают прямоточные воздушно-реактивные двигатели на твердом горючем (ПВРДТ), в которых сверхзвуковой маршевый режим работы осуществляется с помощью сжигания в воздушном потоке продуктов газификации твердого несамогорящего горючего.For the use as propulsion systems (DU) of aircraft for various purposes, of great interest are direct-flow solid-fuel air-propelled engines (PVRDT), in which the supersonic marching mode of operation is carried out by burning solid non-self-combusting fuel gasification products in the air stream.
К твердым горючим относятся полимеры (полиэтилен, полистирол, полибутадиен с концевыми гидроксильными группами и др.), высокоплотные тяжелые углеводороды (ДАМСТ, бинор-5, антрацен), каучук, резины и их комбинации с ультрадисперсными порошками металлов.Solid fuels include polymers (polyethylene, polystyrene, polybutadiene with terminal hydroxyl groups, etc.), high-density heavy hydrocarbons (DAMST, binor-5, anthracene), rubber, rubbers, and their combination with ultrafine metal powders.
Функционирование прямоточного воздушно-реактивного двигателя в режиме сверхзвукового горения включает неполное торможение воздушного потока в воздухозаборнике, газификацию твердого горючего в газогенераторе, воспламенение и сжигание продуктов газификации в воздушном потоке в камере дожигания, расширение продуктов сгорания в сопле.The operation of a ramjet engine in a supersonic combustion mode includes incomplete braking of the air flow in the air intake, gasification of solid fuel in the gas generator, ignition and combustion of gasification products in the air flow in the afterburner, and expansion of the combustion products in the nozzle.
Проблемы работы двигателя заключаются в обеспечении быстрого и полного сгорания продуктов газификации твердого горючего в сверхзвуковом воздушном потоке и надежного охлаждения конструкции двигателя. Известные гиперзвуковые двигатели способны использовать в качестве горючего и охладителя жидкий водород, керосин, метан и другие жидкие и газообразные горючие (заявка US 2005/0235629 A1).The problems of the engine are to ensure quick and complete combustion of solid gasification products in supersonic air flow and reliable cooling of the engine structure. Known hypersonic engines are capable of using liquid hydrogen, kerosene, methane and other liquid and gaseous fuels as a fuel and cooler (application US 2005/0235629 A1).
Известны схема ПВРДТ с перепуском воздуха и вкладным стартовым зарядом и схема ПВРДТ без перепуска воздуха с вкладным сбрасываемым ракетным двигателем твердого топлива (РДТТ) (см. Л.С. Яновский, В.Н. Александров и др. Интегральные прямоточные воздушно-реактивные двигатели на твердых топливах. М., ИКЦ «Академкнига», 2006, с. 25, рис. В21). К главным достоинствам простой схемы следует отнести высокий энергетический потенциал твердого горючего, незначительную чувствительность скорости горения по отношению к начальной температуре горючего и определенное авторегулирование двигателя при изменении высот полета. Ключевыми проблемами здесь являются обеспечение устойчивости рабочего процесса, получение высокой полноты сгорания при низком значении гидравлических потерь, достижение требуемых скоростей сжигания горючего, влияние способов регулирование на тягово-экономические характеристики ПВРДТ.A known ramjet engine with air bypass and an auxiliary starting charge and a ramjet engine without air bypass with a solid propellant solid propellant rocket engine (RDTT) are known (see L.S. Yanovsky, V.N. Aleksandrov and others. Integrated ramjet engines on solid fuels. M., ICC "Akademkniga", 2006, p. 25, Fig. B21). The main advantages of a simple scheme include the high energy potential of solid fuel, the insignificant sensitivity of the burning rate with respect to the initial temperature of the fuel, and a certain auto-regulation of the engine when the flight altitude changes. The key problems here are ensuring the stability of the working process, obtaining high combustion completeness with a low value of hydraulic losses, achieving the required rates of fuel combustion, the influence of regulation methods on the traction and economic characteristics of the ramjet engine.
Известен ПВРД комбинированного цикла (патент US 4441312, 22.06.79), содержащий воздухозаборник, газогенератор с зарядом твердого горючего, камеру сгорания с размещенным в ней зарядом твердого топлива разгонного двигателя (РД) и зарядом твердого горючего маршевого двигателя и выходное сопло. Причем на режиме работы ПВРД осуществляются совместный процесс дожигания газогенераторных топливных струй и тепломассоподвод в пограничном слое распределенный по длине заряда твердого горючего на его поверхности. Недостатком данного технического решения является то, что эффективное смешение и дожигание горючих компонентов, накопленных в пограничном слое, требует большой длины камеры. Это ухудшает массогабаритные характеристики двигателя.Known ramjet combined cycle (patent US 4441312, 06/22/79), containing an air intake, a gas generator with a charge of solid fuel, a combustion chamber with a charge of solid fuel of the booster engine (RD) and a charge of a solid fuel sustainer engine and an output nozzle. Moreover, in the ramjet operation mode, the joint process of afterburning of the gas-generating fuel jets and the heat and mass supply in the boundary layer are distributed along the length of the solid fuel charge on its surface. The disadvantage of this technical solution is that the effective mixing and afterburning of combustible components accumulated in the boundary layer requires a large chamber length. This affects the overall dimensions of the engine.
Известен ракетно-прямоточный двигатель на твердом топливе (РПДТ) (см. Зенитные ракетные комплексы ПВО СВ. - Техника и вооружение, 1999, №5-6), который имеет цилиндрический газогенератор с зарядом, горящим по торцу. Переобогащенные горючими веществами топливные струи через сопла истекают из газогенератора в воздушную камеру, где смешиваются и догорают в спутном воздушном потоке, поступающем из воздухозаборника. Особенностью рабочего процесса в двигателе является сосредоточенный (локализованный) в начале воздушной камеры подвод воздуха из воздухозаборника и топлива из газогенератора. В двигателе, благодаря большой длине камеры и низкому значению коэффициента стехиометрии топлива LO в зависимости от коэффициента избытка воздуха достигается высокая полнота сжигания η=0,87-0,95 топлива малой теплотворной способности Hu<5000 ккал/кг в спутном воздушном потоке. Невысокие значения температуры торможения воздушного потока TB≤500К, поступающего в воздушную камеру, также способствовали хорошему смешению спутных топливных струй с воздушным потоком и их дожиганию. Недостатками данного РПДТ являются узкий диапазон скоростей использования, соответствующих числу Маха М=2, низкая калорийность топлива и низкие удельные параметры двигателя.A solid-fuel direct-flow rocket engine (RPDT) is known (see Anti-aircraft missile systems Air Defense SV. - Technique and Armament, 1999, No. 5-6), which has a cylindrical gas generator with a charge burning at the end. Re-enriched with combustible substances fuel jets through nozzles flow from the gas generator into the air chamber, where they are mixed and burned out in a satellite air stream coming from the air intake. A feature of the working process in the engine is a concentrated (localized) at the beginning of the air chamber air supply from the air intake and fuel from the gas generator. In the engine, due to the long chamber length and the low value of the fuel stoichiometry coefficient L O , depending on the excess air coefficient, a high completeness of burning η = 0.87-0.95 of low calorific value fuel H u <5000 kcal / kg in a satellite air flow is achieved. The low values of the braking temperature of the air flow T B ≤500 K entering the air chamber also contributed to a good mixing of the propellant fuel jets with the air flow and their afterburning. The disadvantages of this RPDT are a narrow range of speeds of use corresponding to the Mach number M = 2, low calorific value of fuel and low specific engine parameters.
Кроме того, одной из основных проблем при создании двигателей с высокими плотностями теплового потока является обеспечение надежного охлаждения стенок камеры сгорания. При достижении определенного значения давления наиболее распространенный наружный способ охлаждения стенок камеры путем подачи охладителя в тракт охлаждения оказывается недостаточно эффективным.In addition, one of the main problems in creating engines with high heat flux densities is the provision of reliable cooling of the walls of the combustion chamber. When a certain pressure value is reached, the most common external method of cooling the chamber walls by supplying a cooler to the cooling path is not effective enough.
Одним из путей решения данной проблемы может быть использование внутренних стенок (вставок) камер сгорания с транспирационным охлаждением, выполненных из пористого проницаемого материала, в которых охладитель подается в камеру сгорания сквозь поры в материале стенки (см., например, патент РФ №2171388, 20.08.1999). При этом создается защитная завеса, а плотность теплового потока из камеры в стенку снижается. На режиме критического расхода стенка защищается сплошной завесой охладителя. Подача части охладителя через поры в камеру сгорания приводит к некоторой потере экономичности двигателя, но позволяет обеспечить требуемую работоспособность. Этот тип охлаждения использован также в камере сгорания по патенту US 7,000,398 В2, 21.02.2006. Здесь внутренняя стенка камеры изготовлена из термоструктурированного композиционного материала, который выполнен пористым для горючего, проходящего через нее. Пористость внутренней стенки регулируется таким образом, чтобы соотношение горючего, проходящего через стенку, составляло от 5 до 15% общего расхода горючего, поступающего в двигатель.One way to solve this problem can be to use the internal walls (inserts) of transpiration-cooled combustion chambers made of porous permeable material, in which the cooler is fed into the combustion chamber through the pores in the wall material (see, for example, RF patent No. 2171388, 20.08 .1999). This creates a protective curtain, and the density of the heat flux from the chamber to the wall decreases. In critical flow mode, the wall is protected by a continuous curtain of cooler. The supply of part of the cooler through the pores into the combustion chamber leads to some loss of engine efficiency, but allows you to provide the required performance. This type of cooling was also used in the combustion chamber according to the patent US 7,000,398 B2, 02.21.2006. Here, the inner wall of the chamber is made of a thermally structured composite material, which is made porous for fuel passing through it. The porosity of the inner wall is controlled so that the ratio of fuel passing through the wall is from 5 to 15% of the total fuel consumption entering the engine.
Наиболее близким аналогом по устройству и способу функционирования, выбранным за прототип, является ПВРД на твердом горючем, патент US 5,537,815, 23.07.1996. Двигатель содержит воздухозаборник, газогенератор с зарядом твердого горючего, камеру дожигания и сопло. Воздухозаборник и газогенератор гидравлически соединены с соплом через камеру дожигания.The closest analogue to the device and method of operation, selected for the prototype, is a ramjet on solid fuel, patent US 5,537,815, 07.23.1996. The engine contains an air intake, a gas generator with a charge of solid fuel, a afterburner and a nozzle. The air intake and gas generator are hydraulically connected to the nozzle through the afterburner.
Способ функционирования двигателя заключается в том, что маршевое твердое горючее, расположенное в газогенераторе, воспламеняется запальным устройством, далее выбрасываются заглушки воздухозаборника. Продукты газификации твердого горючего поступают в камеру дожигания, смешиваются с потоком воздуха, подаваемым через воздухозаборник, полученная смесь воспламеняется и сгорает. Продукты сгорания истекают через реактивное сопло, создавая тягу.The method of engine operation is that the solid propellant that is in the gas generator is ignited by the ignition device, and then the air intake plugs are thrown out. The gasification products of solid fuel enter the afterburner, mix with the air stream supplied through the air intake, the resulting mixture ignites and burns. Combustion products flow out through the jet nozzle, creating traction.
Основным недостатком такого технического решения является то, что эта конструкция не обеспечивает длительную работу на больших скоростях полета. При использовании в ПВРДТ новых компонентов твердого горючего, повышающих энергетические характеристики, в камере дожигания существенно повышается температура горения твердого горючего. Кроме того, при увеличении числа Маха полета нагрев стенок камеры дожигания возрастает настолько, что необходима система для их охлаждения даже при использовании перспективных высокотемпературных теплозащитных и эрозионно стойких материалов. При температуре поверхности конструкции выше 3000К начинается испарение углерода, содержащегося в современных теплозащитных и эрозионно стойких материалах, изготовленных из углепластиков, углерод-углеродных и углерод-керамических материалов или образующихся при термодеструкции в виде кокса на поверхности деталей, изготовленных из материалов на основе резин и каучуков. Использование таких материалов возможно только при малых ресурсах или при уменьшении уровня тепловых потоков, а также эрозионного и химического воздействий на конструкцию двигателя с помощью активной тепловой защиты в виде завесы, образованной низкотемпературным газовым потоком.The main disadvantage of this technical solution is that this design does not provide long-term operation at high flight speeds. When using new solid fuel components in the ramjet engine that increase energy characteristics, the combustion temperature of the solid fuel in the afterburner increases significantly. In addition, with an increase in the flight Mach number, the heating of the walls of the afterburning chamber increases so much that a system is needed to cool them even when using promising high-temperature heat-shielding and erosion-resistant materials. At a surface temperature of the structure above 3000K, the evaporation of carbon contained in modern heat-shielding and erosion-resistant materials made of carbon fiber, carbon-carbon and carbon-ceramic materials or formed during thermal degradation in the form of coke on the surface of parts made of materials based on rubber and rubber begins . The use of such materials is possible only with small resources or with a decrease in the level of heat fluxes, as well as erosive and chemical influences on the engine structure using active thermal protection in the form of a curtain formed by a low-temperature gas stream.
В основу изобретения положены следующие задачи:The invention is based on the following tasks:
- улучшение массогабаритных характеристик ПВРДТ;- improvement of weight and size characteristics of ramjet engine;
- повышение энергоемкости твердого горючего;- increase the energy intensity of solid fuel;
- обеспечение быстрого и полного сгорания твердого горючего в сверхзвуковом воздушном потоке;- ensuring fast and complete combustion of solid fuel in a supersonic air flow;
- обеспечение длительной работы ПВРДТ на больших скоростях полета;- ensuring long-term operation of ramjet engine at high flight speeds;
- организация надежной защиты и охлаждения стенок ПВРДТ, нагруженных тепловыми потоками из камеры дожигания.- organization of reliable protection and cooling of the ramjet engine walls loaded with heat fluxes from the afterburner.
Поставленные задачи для конструкции решаются тем, что ПВРДТ содержит воздухозаборник, газогенератор с зарядом твердого горючего, камеру дожигания и реактивное сопло. Воздухозаборник и газогенератор гидравлически сопряжены с соплом через камеру дожигания.The tasks for the design are solved by the fact that the ramjet engine contains an air intake, a gas generator with a charge of solid fuel, a afterburner and a jet nozzle. The air intake and gas generator are hydraulically coupled to the nozzle through the afterburner.
Новым в изобретении является то, что воздухозаборник выполнен в виде передней части нижней поверхности планера летательного аппарата и имеет форму пространственного клина. Камера дожигания выполнена в виде каналов проточного тракта, которые в поперечном сечении имеют прямоугольную форму. При этом проточный тракт камеры дожигания сформирован верхней и нижней горизонтальными стенками и набором попарно противоположных вертикальных стенок. Каждый канал снабжен на входе, по меньшей мере, одним топливным пилоном с форсунками. Сопло выполнено в виде кормовой части нижней поверхности планера. Газогенератор выполнен в отдельном корпусе и установлен на двигателе в планере. Верхняя стенка камеры дожигания со стороны планера создана комбинированной, имеет охлаждающий тракт с наружной и внутренней стенками, входным и выходным газоходами. Выход из газогенератора соединен входным газоходом с началом охлаждающего тракта камеры дожигания в зоне начала сопла. Окончание охлаждающего тракта соединено с началом проточного тракта камеры дожигания выходным газоходом. Твердое горючее выбрано с эндотермическим эффектом разложения.New in the invention is that the air intake is made in the form of a front part of the lower surface of the aircraft glider and has the shape of a spatial wedge. The afterburning chamber is made in the form of channels of the flow path, which are rectangular in cross section. In this case, the flow path of the afterburning chamber is formed by the upper and lower horizontal walls and a set of pairwise opposite vertical walls. Each channel is provided with at least one fuel pylon with nozzles at the inlet. The nozzle is made in the form of aft of the lower surface of the airframe. The gas generator is made in a separate housing and mounted on the engine in the airframe. The upper wall of the afterburning chamber on the side of the glider is created combined, has a cooling path with outer and inner walls, inlet and outlet ducts. The outlet from the gas generator is connected by the inlet duct to the beginning of the cooling path of the afterburner in the zone of the nozzle start. The end of the cooling path is connected to the beginning of the flow path of the afterburner of the exhaust gas duct. Solid fuels are selected with an endothermic decomposition effect.
При такой конструкции ПВРДТ:With this design, the ramjet engine:
- выполнение воздухозаборника в виде передней части нижней поверхности планера летательного аппарата в форме пространственного клина обеспечивает улучшение массогабаритных характеристик двигателя и летательного аппарата в целом за счет интеграции компонентов двигательной установки с планером летательного аппарата;- the implementation of the air intake in the form of a front part of the lower surface of the glider of the aircraft in the form of a spatial wedge provides improved weight and size characteristics of the engine and the aircraft as a whole by integrating the components of the propulsion system with the glider of the aircraft;
- выполнение камеры дожигания в виде каналов проточного тракта, которые в поперечном сечении имеют прямоугольную форму, где тракт сформирован верхней и нижней стенками и набором попарно противоположных вертикальных стенок обеспечивает улучшение массогабаритных характеристик за счет повышения жесткости конструкции;- the implementation of the afterburner in the form of channels of the flow path, which in the cross section are rectangular in shape, where the path is formed by the upper and lower walls and a set of pairwise opposed vertical walls provides improved overall dimensions by increasing the rigidity of the structure;
- наличие на входе в каждый канал, по меньшей мере, одного топливного пилона с форсунками обеспечивает равномерное распределение продуктов разложения твердого горючего по сечению проточного тракта камеры дожигания, что приводит к повышению полноты сгорания топлива в сверхзвуковом воздушном потоке;- the presence at the entrance to each channel of at least one fuel pylon with nozzles ensures uniform distribution of decomposition products of solid fuel over the cross section of the flow path of the afterburner, which leads to an increase in the completeness of fuel combustion in a supersonic air flow;
- выполнение сопла в виде кормовой части нижней поверхности планера обеспечивает улучшение массогабаритных характеристик двигателя и летательного аппарата в целом за счет их интеграции;- the implementation of the nozzle in the form of aft part of the lower surface of the airframe provides an improvement in the weight and size characteristics of the engine and the aircraft as a whole due to their integration;
- осуществление газогенератора в отдельном корпусе, установленном на двигателе в планере, обеспечивает автономность процесса газификации компонентов твердого горючего от процессов, происходящих в камере дожигания;- the implementation of the gas generator in a separate housing mounted on the engine in the airframe, ensures the autonomy of the gasification of solid fuel components from processes occurring in the afterburner;
- выполнение верхней стенки камеры дожигания со стороны планера с охлаждающим трактом с наружной и внутренней стенками обеспечивает надежную защиту и охлаждение стенок камеры дожигания ПВРДТ за счет конвекции и эндотермических реакций разложения компонентов твердого горючего на больших скоростях полета;- the implementation of the upper wall of the afterburning chamber from the side of the airframe with a cooling path with external and internal walls provides reliable protection and cooling of the walls of the afterburning chamber of the ramjet engine due to convection and endothermic decomposition of solid fuel components at high flight speeds;
- снабжение охлаждающего тракта входным и выходным газоходами, где выход из газогенератора соединен входным газоходом с началом охлаждающего тракта камеры дожигания в зоне начала сопла, а окончание охлаждающего тракта соединено с началом проточного тракта камеры дожигания выходным газоходом, обеспечивает необходимое и достаточное тепловое воздействие на продукты газификации в процессе разложения во время прохождения ими охлаждающего тракта;- supplying the cooling duct with inlet and outlet ducts, where the outlet of the gas generator is connected by the inlet duct with the beginning of the cooling path of the afterburner in the nozzle start area, and the end of the cooling duct is connected with the beginning of the flow path of the afterburner with the outlet duct, provides the necessary and sufficient thermal effect on the gasification products during decomposition during their passage through the cooling path;
- соединение начала проточного тракта камеры дожигания с выходным газоходом посредством направляющих устройств с козырьками, установленными после пилонов на входе в каждый канал, обеспечивает создание пристеночного слоя из продуктов разложения продуктов газификации с низким содержанием окислительных элементов с целью организации надежной защиты и стенок камеры дожигания ПВРДТ;- the connection of the beginning of the flow path of the afterburning chamber with the exhaust gas duct by means of guiding devices with peaks installed after the pylons at the inlet of each channel ensures the creation of a wall layer from the decomposition products of gasification products with a low content of oxidizing elements in order to provide reliable protection and the walls of the ramjet combustion chamber;
- выбор твердого горючего с эндотермическим эффектом разложения обеспечивает охлаждение стенок ПВРДТ, нагруженных тепловыми потоками из камеры сгорания.- the choice of solid fuel with an endothermic decomposition effect provides cooling of the ramjet engine walls loaded with heat fluxes from the combustion chamber.
Развитие и уточнение совокупности существенных признаков изобретения для частных случаев его выполнения показано далее:The development and refinement of the set of essential features of the invention for particular cases of its implementation is shown below:
- введение в твердое углеводородное горючее добавок (бора и его соединений, алюминия и т.д.) в виде мелкодисперсного порошка обеспечивает существенное повышение энергоемкости горючего. Проведенные экспериментальные исследования процесса горения образцов металлизированных горючих на основе НТРВ (полибутадиен с концевыми гидроксильными группами) с добавками бора, карбида бора, Mg, Al и других металлов показали, что для металлизированных горючих доля радиационного теплового потока в суммарном тепловом потоке к поверхности горючего возрастает;- the introduction of solid hydrocarbon fuel additives (boron and its compounds, aluminum, etc.) in the form of a fine powder provides a significant increase in energy consumption of the fuel. Experimental studies of the combustion of samples of metallized fuels based on NTRV (polybutadiene with terminal hydroxyl groups) with the addition of boron, boron carbide, Mg, Al and other metals showed that for metallized fuels, the fraction of radiation heat flux in the total heat flux to the fuel surface increases;
- выполнение внутренней стенки охлаждающего тракта сплошной из жаропрочного материала, например, типа ВЖ171 обеспечивает работоспособность двигателя в течение заданного ресурса;- the execution of the inner wall of the cooling path continuous from heat-resistant material, for example, type VZh171 ensures the engine is operational for a given resource;
- выполнение внутренней стенки охлаждающего тракта пористой проницаемой обеспечивает транспирационное охлаждение внутренней стенки охлаждающего тракта камеры дожигания;- the implementation of the inner wall of the cooling path porous permeable provides transpirational cooling of the inner wall of the cooling path of the afterburner;
- выполнение внутренней стенки охлаждающего тракта из композиционных материалов с углеродной и керамической матрицей позволяет уменьшить массу двигательной установки;- the implementation of the inner wall of the cooling path of composite materials with a carbon and ceramic matrix allows to reduce the mass of the propulsion system;
- выполнение внутренней стенки охлаждающего тракта пористой проницаемой на основе деформированного и диффузионно спеченного пакета металлических сеток из жаропрочного материала обеспечивает равномерное распределение продуктов газификации и разложения твердого горючего по всей площади охлаждаемой поверхности стенки камеры дожигания. В этом случае используются фундаментальные свойства пористых сетчатых материалов - достигаются высокие значения коэффициента теплообмена между охладителем и пористым материалом, имеющим развитую поверхность теплообмена;- the implementation of the inner wall of the cooling path is porous permeable based on a deformed and diffusion sintered package of metal grids of heat-resistant material provides an even distribution of gasification products and decomposition of solid fuel over the entire area of the cooled surface of the wall of the afterburner. In this case, the fundamental properties of porous mesh materials are used - high values of the heat transfer coefficient between the cooler and the porous material having a developed heat transfer surface are achieved;
- выполнение внутренней стенки охлаждающего тракта пористой проницаемой из каталитически активного материала на основе меди (Cu), никеля (Ni), платины (Pt), палладия (Pd) обеспечивает дополнительное охлаждение стенки за счет эндотермической реакции каталитической конверсии внутри самой стенки;- the implementation of the inner wall of the cooling path is porous permeable from a catalytically active material based on copper (Cu), nickel (Ni), platinum (Pt), palladium (Pd) provides additional cooling of the wall due to the endothermic reaction of catalytic conversion inside the wall itself;
- выполнение внутренней стенки охлаждающего тракта комбинированной из сплошного жаропрочного материала, например типа ВЖ171, и двух поперечных пористых проницаемых поясов из материала с углеродной или керамической матрицей, расположенных в зонах передней и задней частей камеры дожигания, где выход из газогенератора соединен входным газоходом с началом охлаждающего тракта и поперечными проницаемыми поясами через трехходовой кран, обеспечивает охлаждение участков стенки камеры дожигания, расположенных в областях повышенных тепловых потоков.- the implementation of the inner wall of the cooling path combined from a continuous heat-resistant material, for example, type VZh171, and two transverse porous permeable belts of material with a carbon or ceramic matrix, located in the areas of the front and rear parts of the afterburner, where the outlet from the gas generator is connected by an inlet duct to the beginning of the cooling path and transverse permeable belts through a three-way valve, provides cooling of the wall sections of the afterburner, located in areas of high thermal currents.
Для решения поставленных задач способ функционирования прямоточного воздушно-реактивного двигателя на твердом горючем заключается в том, что на вход камеры дожигания через воздухозаборник подают поток воздуха. Затем в поток воздуха на вход камеры дожигания из газогенератора подают продукты газификации и разложения твердого горючего в виде горючего газа. В камере дожигания формируют смесь горючего газа и воздуха, воспламеняют смесь за счет высокой температуры компонентов смеси и дожигают в камере. Продукты сгорания смеси из камеры дожигания направляют в сопло и создают реактивную тягу.To solve the tasks, the method of operation of a ramjet engine on solid fuel is that an air stream is supplied to the afterburner through the air intake. Then, products of gasification and decomposition of solid fuel in the form of combustible gas are fed into the air stream at the inlet of the afterburner from the gas generator. A mixture of combustible gas and air is formed in the afterburner, the mixture is ignited due to the high temperature of the components of the mixture, and burned in the chamber. The products of combustion of the mixture from the afterburner are sent to the nozzle and create reactive thrust.
Согласно изобретению продукты газификации твердого горючего подают из газогенератора на вход камеры дожигания через входной газоход, охлаждающий тракт верхней стенки камеры дожигания и выходной газоход. В охлаждающем тракте верхней стенки продукты газификации под действием высокой температуры, давления и катализаторов, входящих в состав твердого горючего, эндотермически разлагают на низшие углеводороды, в том числе непредельные, и водород, которые образуют горючий газ. При этом за счет эндотермического эффекта разложения продуктов газификации твердого горючего компенсируют тепловой поток из камеры дожигания в ее верхнюю стенку. Причем осуществляют вход горючего газа из охлаждающего тракта в камеру дожигания через выходной газоход по направлению потока воздуха в камере из воздухозаборника.According to the invention, solid fuel gasification products are supplied from the gas generator to the afterburner inlet through the inlet duct, the cooling path of the upper wall of the afterburner, and the outlet duct. In the cooling tract of the upper wall, the gasification products under the action of high temperature, pressure and catalysts that are part of the solid fuel are endothermally decomposed into lower hydrocarbons, including unsaturated ones, and hydrogen, which form a combustible gas. Moreover, due to the endothermic effect of the decomposition of solid gasification products, the heat flux from the afterburning chamber to its upper wall is compensated. Moreover, the entry of combustible gas from the cooling path into the afterburner through the exhaust duct in the direction of air flow in the chamber from the air intake.
При таком способе функционирования двигателя подача продуктов газификации твердого горючего из газогенератора на вход камеры дожигания через входной газоход, охлаждающий тракт верхней стенки камеры дожигания и выходной газоход, обеспечивает охлаждение стенок камеры дожигания за счет эндотермических реакций разложения продуктов газификации твердого горючего.With this method of engine operation, the supply of solid gasification gas products from the gas generator to the afterburner inlet through the inlet duct, the cooling path of the upper wall of the afterburner and the outlet duct provides cooling of the walls of the afterburner due to the endothermic decomposition of the solidified gasification products.
Развитие и уточнение совокупности существенных признаков изобретения для частных случаев его выполнения по способу функционирования показано далее:The development and refinement of the set of essential features of the invention for particular cases of its implementation by the method of functioning is shown below:
- подача горючего газа в камеру дожигания через направляющие устройства с козырьками обеспечивает формирование пристеночного слоя на охлаждаемой верхней стенке камеры дожигания;- the supply of combustible gas to the afterburner through guiding devices with peaks provides the formation of a wall layer on the cooled upper wall of the afterburner;
- подача горючего газа в камеру дожигания через топливные пилоны с форсунками обеспечивает равномерное распределение продуктов разложения по сечению проточного тракта камеры дожигания, что приводит к повышению полноты сгорания топлива в сверхзвуковом воздушном потоке;- the supply of combustible gas to the afterburner through fuel pylons with nozzles ensures uniform distribution of decomposition products over the cross section of the flow path of the afterburner, which leads to an increase in the completeness of fuel combustion in a supersonic air flow;
- теплообмен между продуктами газификации в охлаждающем тракте и продуктами сгорания в камере дожигания через сплошную внутреннюю стенку охлаждающего тракта обеспечивает надежное охлаждение стенок камеры дожигания;- heat exchange between the gasification products in the cooling path and the combustion products in the afterburner through the solid inner wall of the cooling path provides reliable cooling of the walls of the afterburner;
- подача части продуктов разложения в камеру дожигания через пористую проницаемую внутреннюю стенку охлаждающего тракта обеспечивает снижение теплового потока от продуктов сгорания в стенку камеры дожигания;- the supply of part of the decomposition products into the afterburner through the porous permeable inner wall of the cooling path provides a reduction in heat flow from the combustion products to the afterburner wall;
- подача части продуктов разложения в камеру дожигания через поперечные пористые проницаемые пояса внутренней стенки охлаждающего тракта обеспечивает снижение теплового потока от продуктов сгорания в областях повышенных тепловых потоков в камере дожигания.- feeding part of the decomposition products into the afterburning chamber through the transverse porous permeable belts of the inner wall of the cooling tract provides a reduction in the heat flux from the combustion products in the regions of increased heat fluxes in the afterburning chamber.
Таким образом, поставленные в изобретении задачи решены:Thus, the objectives of the invention are solved:
- улучшены массогабаритные характеристики ПВРДТ;- improved weight and size characteristics of ramjet engine;
- повышена энергоемкость твердого горючего;- increased energy intensity of solid fuel;
- обеспечено быстрое и полное сгорание твердого горючего в сверхзвуковом воздушном потоке;- ensured rapid and complete combustion of solid fuel in a supersonic air flow;
- обеспечена длительная работа ПВРДТ на больших скоростях полета;- Ensured long-term operation of the ramjet engine at high flight speeds;
- организованы надежная защита и охлаждение стенок ПВРДТ, нагруженных тепловыми потоками из камеры дожигания.- organized reliable protection and cooling of the ramjet walls, loaded with heat fluxes from the afterburner.
Настоящее изобретение поясняется подробным описанием конструкции и работы ПВРДТ со ссылкой на фиг. 1-4, где:The present invention is illustrated by a detailed description of the design and operation of the ramjet engine with reference to FIG. 1-4, where:
на фиг. 1 схематично изображен продольный разрез ПВРДТ со сплошной внутренней стенкой охлаждающего тракта камеры дожигания из жаропрочного материала и рекуперативным охлаждением;in FIG. 1 schematically shows a longitudinal section of a ramjet with a solid inner wall of the cooling path of the afterburner made of heat-resistant material and regenerative cooling;
на фиг. 2 - поперечный разрез А-А на фиг. 1;in FIG. 2 is a cross section AA in FIG. one;
на фиг. 3 - продольный разрез ПВРДТ с пористой проницаемой внутренней стенкой охлаждающего тракта камеры дожигания и транспирационным охлаждением;in FIG. 3 is a longitudinal section of a ramjet with a porous permeable inner wall of the cooling path of the afterburner and transpiration cooling;
на фиг. 4 - продольный разрез ПВРДТ с внутренней стенкой охлаждающего тракта камеры дожигания из сплошного жаропрочного материала и двух поперечных пористых проницаемых поясов и комбинированным рекуперативно-транспирационным охлаждением.in FIG. 4 is a longitudinal section through the ramjet engine with the inner wall of the cooling path of the afterburner made of continuous heat-resistant material and two transverse porous permeable belts and combined regenerative-transpiration cooling.
Прямоточный воздушно-реактивный двигатель на твердом горючем, содержит (см. фиг. 1) воздухозаборник 1, газогенератор 2 с зарядом 3 твердого горючего, камеру дожигания 4 и реактивное сопло 5. Воздухозаборник 1 и газогенератор 2 гидравлически сопряжены с соплом 5 через камеру дожигания 4. Воздухозаборник 1 выполнен в виде передней части нижней поверхности планера 6 летательного аппарата и имеет форму пространственного клина 7. Камера дожигания 4 выполнена в виде каналов 8 проточного тракта 9. Каналы 8 в поперечном сечении имеют прямоугольную форму. Проточный тракт 9 камеры дожигания 4 сформирован верхней и нижней стенками 10, 11 и набором попарно противоположных вертикальных стенок 12. Каждый канал 8 снабжен на входе, по меньшей мере, одним топливным пилоном 13 с форсунками. Сопло 5 выполнено в виде кормовой части нижней поверхности планера 6 и имеет одностороннее расширение. Газогенератор 2 выполнен в отдельном корпусе и установлен на двигателе в планере 6. Верхняя стенка 10 камеры дожигания 4 со стороны планера 6 имеет охлаждающий тракт 14 с наружной и внутренней стенками 15, 16 и входным и выходным газоходами 17, 18. Выход из газогенератора 2 соединен входным газоходом 17 с началом охлаждающего тракта 14 камеры дожигания 4 в зоне начала сопла 5. Окончание охлаждающего тракта 14 соединено с началом проточного тракта 9 камеры дожигания 4 выходным газоходом 18 посредством направляющих устройств 19 с козырьками 20, установленными после пилонов 13 на входе в каждый канал 8. Твердое горючее заряда 3 выбрано с эндотермическим эффектом разложения. Внутренняя стенка 16 охлаждающего тракта 14 камеры дожигания 4 может быть выполнена сплошной из жаропрочного материала, например, типа ВЖ171. В другом варианте внутренняя стенка 16 охлаждающего тракта 14 может быть выполнена пористой проницаемой, например, из композиционных материалов с углеродной (УУКМ) или керамической (ККМ) матрицей. В другом варианте внутренняя стенка охлаждающего тракта может быть выполнена пористой проницаемой на основе деформированного и диффузионно спеченного пакета металлических сеток из жаропрочного материала с заданным углом ориентации осей отверстий. Внутренняя стенка 16 охлаждающего тракта 14 также может быть выполнена пористой проницаемой из каталитически активного материала на основе меди (Cu), никеля (Ni), платины (Pt), палладия (Pd). Кроме того, внутренняя стенка 16 охлаждающего тракта 14 может быть выполнена комбинированной из сплошного жаропрочного материала, например, типа ВЖ171 и двух поперечных пористых проницаемых поясов 21, например, из композиционных материалов с углеродной (УУКМ) или керамической (ККМ) матрицей, расположенных в зонах передней и задней частей камеры дожигания 4. При этом входной газоход 17 снабжен трехходовым краном 22.The ramjet engine on solid fuel contains (see Fig. 1) an
Способ функционирования ПВРДТ осуществляется следующим образом. После разгона ЛА посредством стартовой ступени до заданных параметров скорости и высоты полета (М и Н) запускается газогенератор 2 (см. фиг. 1). В газогенераторе 2 твердое горючее подвергается низкотемпературной газификации. Первичные продукты газификации заряда твердого горючего, имеющие температуру 600-800К, по входному газоходу 17 поступают в охлаждающий тракт 14, где под действием высокой температуры, давления и катализаторов, входящих в состав твердого горючего, эндотермически разлагают на низшие углеводороды, в том числе непредельные, и водород, которые образуют горючий газ. За счет эндотермического эффекта разложения твердого горючего компенсируют тепловой поток от камеры 4 в стенку 16 при дожигании горючего газа - поглощают тепло за счет конвекции и эндотермических реакций разложения. За счет эндотермического эффекта продукты газификации твердого горючего поглощают больше теплоты, чем стандартные жидкие горючие (ТС-1, РТ, JetA-1, JP-7, NORPAR), что обеспечивает увеличение эффективности охлаждения камеры дожигания 4. Интенсивность отвода тепла от нагреваемых поверхностей за счет эндотермических реакций зависит от величины теплового эффекта реакции, ее скорости и температурного диапазона протекания процесса дожигания продуктов термодеструкции заряда 3 твердого горючего. Далее часть водородосодержащих продуктов разложения, имеющих температуру более 1000 К, из охлаждающего тракта 14 по выходному газоходу 18 посредством направляющего устройства 19 с козырьками 20 подается по направлению потока воздуха из воздухозаборника 1 внутрь камеры дожигания 4 и частично вдоль стенки 16, образуя пристеночный слой. Пристеночный слой с низким содержанием окислительных элементов обеспечивает снижение тепловых потоков из камеры дожигания 4 и уменьшение концентрации соединений, вызывающих химический унос от стенок камеры 4. Направляющее устройство 19 с козырьком 20 обеспечивает устойчивое течение части продуктов разложения компонентов твердого горючего в пристеночном слое, что увеличивает длину защищаемых стенок камеры. Другая часть продуктов разложения поступает в камеру дожигания 4 по топливным пилонам 13 с форсунками, смешивается с высокоскоростным, в том числе сверхзвуковым, потоком воздуха. Полученная смесь воспламеняется и сгорает в камере дожигания 4 при высокой температуре, вызывая нагрев стенок 16 камеры. Воспламенение водородосодержащей смеси в камере дожигания 4 достигается за счет нагрева потока воздуха и продуктов разложения выше температуры воспламенения смеси. Продукты сгорания, расширяясь, истекают через сопло 5 при одностороннем расширении в атмосферу, создавая реактивную тягу.The method of functioning of the ramjet engine is as follows. After accelerating the aircraft through the launch stage to the specified parameters of speed and flight altitude (M and H), the
Такая конструкция не приводит к существенному увеличению суммарных потерь двигателя, но обуславливает хорошую подготовку смеси и стабилизацию фронта пламени. Полнота сгорания также повышается за счет поступления в воздушный поток непредельных углеводородов и водорода высокой температуры. Время сгорания продуктов разложения продуктов газификации твердого горючего в данном случае будет значительно меньше, чем в случае прямой подачи первичных продуктов газификации в камеру дожигания, поскольку продукты газификации нагреты до высокой температуры, полностью осуществлены стадии испарения и разложения компонентов горючего на низшие, в том числе непредельные, углеводороды и водород. Продукты разложения имеют высокое давление, что дает быстрое перемешивание водородосодержащих компонентов горючего с воздухом и, следовательно, повышение полноты сгорания. В предложенной конструкции часть кинетической энергии воздушного потока преобразуется в химическую энергию продуктов разложения твердого горючего, повышая общий энергоресурс ЛА.This design does not lead to a significant increase in the total loss of the engine, but leads to good mixture preparation and stabilization of the flame front. The completeness of combustion also increases due to the influx of unsaturated hydrocarbons and high-temperature hydrogen into the air stream. In this case, the combustion time of the decomposition products of solid gasification products of solid fuel will be much shorter than in the case of direct supply of the primary gasification products to the afterburner, since the gasification products are heated to high temperature, the stages of evaporation and decomposition of the components of the fuel to the lower, including unsaturated hydrocarbons and hydrogen. The decomposition products have a high pressure, which gives a quick mixing of the hydrogen-containing components of the fuel with air and, therefore, increasing the completeness of combustion. In the proposed design, part of the kinetic energy of the air stream is converted into the chemical energy of the decomposition products of solid fuel, increasing the overall energy resource of the aircraft.
При выполнении внутренней стенки 16 охлаждающего тракта 14 пористой проницаемой продукты разложения компонентов твердого горючего из охлаждающего тракта 14 проходят сквозь проницаемую стенку 16 в камеру дожигания 4 и оттесняют пограничный слой от стенки 16 в горячий газовый поток камеры дожигания 4. Равномерный подвод продуктов разложения по длине камеры дожигания обеспечивает снижение тепловых потоков в стенки камеры.When the
Возможен вариант создания стенки 16 с рекуперативно-транспирационным охлаждением. Для этого в предложенном ПВРДТ (см. фиг. 4) внутренняя стенка 16 охлаждающего тракта 14 выполнена из сплошного жаропрочного материала и двух поперечных пористых проницаемых поясов 21, расположенных в зонах передней и задней частей камеры дожигания 4. Причем выход из газогенератора соединен входным газоходом 17 с началом охлаждающего тракта 14 и/или поперечными проницаемыми поясами 21 через трехходовой кран 22. При функционировании двигателя продукты разложения твердого горючего подаются из охлаждающего тракта 14 в камеру дожигания 4 через направляющее устройство 19 и/или проницаемые пояса 21. Необходимое распределение потоков газа между трактом охлаждения 14 и проницаемыми поясами 21 осуществляется трехходовым краном 22.An option is possible to create a
Такая система обеспечивает надежное охлаждение стенок камеры дожигания 4 и высокую полноту дожигания газифицированного твердого горючего.Such a system provides reliable cooling of the walls of the
Проведенные газодинамические и тепловые расчеты показали, эффективность охлаждения конструкции прямоточного воздушно-реактивного двигателя продуктами газификации заряда твердого горючего при разложении. Расчеты подтвердили снижение температуры верхней стенки камеры дожигания на 300 градусов до температуры 2000К, что обеспечивает заданный ресурс двигателя.The gasdynamic and thermal calculations showed the efficiency of cooling the design of a ramjet engine with gasification products of solid fuel charge during decomposition. The calculations confirmed a decrease in the temperature of the upper wall of the afterburner by 300 degrees to a temperature of 2000K, which ensures a given engine life.
Claims (18)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2014128563/06A RU2565131C1 (en) | 2014-07-14 | 2014-07-14 | Ramjet engine running on solid propellant and method of its operation |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2014128563/06A RU2565131C1 (en) | 2014-07-14 | 2014-07-14 | Ramjet engine running on solid propellant and method of its operation |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2565131C1 true RU2565131C1 (en) | 2015-10-20 |
Family
ID=54327050
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2014128563/06A RU2565131C1 (en) | 2014-07-14 | 2014-07-14 | Ramjet engine running on solid propellant and method of its operation |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2565131C1 (en) |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2627310C1 (en) * | 2016-06-10 | 2017-08-07 | Государственный научный центр Российской Федерации - федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр имени М.В. Келдыша" | Ramjet engine with open-type gas generator and adjustable solid fuel flow |
| RU2660057C1 (en) * | 2016-10-19 | 2018-07-04 | Федеральное Государственное Унитарное Предприятие "Центральный научно-исследовательский институт черной металлургии им. И.П. Бардина" (ФГУП "ЦНИИчермет им. И.П. Бардина") | Solid metallic fuel and method for ignition thereof |
| RU2682418C1 (en) * | 2017-12-13 | 2019-03-19 | Акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" | Missile with air-jet engine |
| CN109595076A (en) * | 2019-01-14 | 2019-04-09 | 北京空天技术研究所 | A kind of air intake duct protective cover |
| RU192758U1 (en) * | 2019-03-04 | 2019-09-30 | Открытое акционерное общество "Научно-исследовательское предприятие гиперзвуковых систем" (ОАО "НИПГС") | Device for ignition and stabilization of supersonic combustion |
| RU2706870C1 (en) * | 2019-02-25 | 2019-11-21 | Общество с ограниченной ответственностью "Новые физические принципы" | Air-jet detonation engine on solid fuel and method of its operation |
| RU2744667C1 (en) * | 2020-05-12 | 2021-03-12 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Solid fuel ramjet engine and engine operation |
Citations (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4441312A (en) * | 1979-06-22 | 1984-04-10 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Combined cycle ramjet engine |
| US5072582A (en) * | 1989-03-23 | 1991-12-17 | General Electric Company | Scramjet combustor |
| US5537815A (en) * | 1985-07-12 | 1996-07-23 | Office National D'etudes Et De Recherches Aerospatiales | Power units of the ram-jet engine type |
| RU2171388C2 (en) * | 1999-08-20 | 2001-07-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие Конструкторское бюро химавтоматики | Chamber of liquid-prpellant rocket engine |
| RU2269022C2 (en) * | 2004-03-11 | 2006-01-27 | Институт прикладной механики Российской Академии Наук (ИПРИМ РАН) | Aircraft ramjet engine |
| US7000398B2 (en) * | 2002-03-04 | 2006-02-21 | Eads Space Transportation Sa | Ramjet engine combustion chamber and ramjet engine equipped with same |
| RU2315193C1 (en) * | 2006-04-14 | 2008-01-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Ramjet engine with lengthwise heat-mass distribution |
| RU2445491C2 (en) * | 2006-11-10 | 2012-03-20 | Аэроджет-Дженерал Корпорейшн | Rocket power plant with non-sensitive arming and multiple operating modes, and its operating method |
-
2014
- 2014-07-14 RU RU2014128563/06A patent/RU2565131C1/en active
Patent Citations (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4441312A (en) * | 1979-06-22 | 1984-04-10 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Combined cycle ramjet engine |
| US5537815A (en) * | 1985-07-12 | 1996-07-23 | Office National D'etudes Et De Recherches Aerospatiales | Power units of the ram-jet engine type |
| US5072582A (en) * | 1989-03-23 | 1991-12-17 | General Electric Company | Scramjet combustor |
| RU2171388C2 (en) * | 1999-08-20 | 2001-07-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие Конструкторское бюро химавтоматики | Chamber of liquid-prpellant rocket engine |
| US7000398B2 (en) * | 2002-03-04 | 2006-02-21 | Eads Space Transportation Sa | Ramjet engine combustion chamber and ramjet engine equipped with same |
| RU2269022C2 (en) * | 2004-03-11 | 2006-01-27 | Институт прикладной механики Российской Академии Наук (ИПРИМ РАН) | Aircraft ramjet engine |
| RU2315193C1 (en) * | 2006-04-14 | 2008-01-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Ramjet engine with lengthwise heat-mass distribution |
| RU2445491C2 (en) * | 2006-11-10 | 2012-03-20 | Аэроджет-Дженерал Корпорейшн | Rocket power plant with non-sensitive arming and multiple operating modes, and its operating method |
Cited By (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2627310C1 (en) * | 2016-06-10 | 2017-08-07 | Государственный научный центр Российской Федерации - федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр имени М.В. Келдыша" | Ramjet engine with open-type gas generator and adjustable solid fuel flow |
| RU2660057C1 (en) * | 2016-10-19 | 2018-07-04 | Федеральное Государственное Унитарное Предприятие "Центральный научно-исследовательский институт черной металлургии им. И.П. Бардина" (ФГУП "ЦНИИчермет им. И.П. Бардина") | Solid metallic fuel and method for ignition thereof |
| RU2682418C1 (en) * | 2017-12-13 | 2019-03-19 | Акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" | Missile with air-jet engine |
| CN109595076A (en) * | 2019-01-14 | 2019-04-09 | 北京空天技术研究所 | A kind of air intake duct protective cover |
| CN109595076B (en) * | 2019-01-14 | 2020-03-17 | 北京空天技术研究所 | Air inlet channel protective cover |
| RU2706870C1 (en) * | 2019-02-25 | 2019-11-21 | Общество с ограниченной ответственностью "Новые физические принципы" | Air-jet detonation engine on solid fuel and method of its operation |
| RU192758U1 (en) * | 2019-03-04 | 2019-09-30 | Открытое акционерное общество "Научно-исследовательское предприятие гиперзвуковых систем" (ОАО "НИПГС") | Device for ignition and stabilization of supersonic combustion |
| RU2744667C1 (en) * | 2020-05-12 | 2021-03-12 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Solid fuel ramjet engine and engine operation |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2565131C1 (en) | Ramjet engine running on solid propellant and method of its operation | |
| US5513489A (en) | Rotary valve multiple combustor pulse detonation engine | |
| US3535881A (en) | Combination rocket and ram jet engine | |
| US5224344A (en) | Variable-cycle storable reactants engine | |
| Gany | Combustion of boron-containing fuels in solid fuel ramjets | |
| US4133173A (en) | Ducted rockets | |
| Luo et al. | Progress and challenges in exploration of powder fueled ramjets | |
| RU2439358C2 (en) | Air ramjet engine operating on powder metal fluid | |
| RU2454607C1 (en) | Method for stabilisation of fuel combustion process in combustion chamber, and combustion chamber of straight-jet engine of aircraft | |
| US3008669A (en) | Ramjet missile | |
| Goroshin et al. | Powdered magnesium-carbon dioxide propulsion concepts for Mars missions | |
| RU2563641C2 (en) | Hybrid aerospace rocket ramjet | |
| US3595020A (en) | Method for producing burnable gases for thrust engines | |
| RU2706870C1 (en) | Air-jet detonation engine on solid fuel and method of its operation | |
| RU2663252C1 (en) | Hydrocarbon fuel supply system for hypersonic aircraft and method of fuel supply to system | |
| Dugger | Recent advances in ramjet combustion | |
| US3811280A (en) | Process of using storable propellant fuels in supersonic combustion ramjets | |
| Vigot et al. | Improvement of boron combustion in a solid-fuel ramrocket | |
| RU2315193C1 (en) | Ramjet engine with lengthwise heat-mass distribution | |
| Rocci Denis et al. | Experimental study on transition between ramjet and scramjet modes in a dual-mode combustor | |
| Averkov et al. | Investigation of the efficiency of regenerative cooling of the ramjet combustor by gasification products of energy-intensive material | |
| RU2448268C1 (en) | Chamber of low-thrust rocket engine running on two-component anergolic gas fuel | |
| US7690191B2 (en) | Fuel preconditioning for detonation combustion | |
| RU2529935C1 (en) | Hypersonic ramjet engine and concept of combustion | |
| Kuznetsov et al. | Development of a lab-scale gel fuel ramjet combustor |