RU2693951C1 - Комбинированный двигатель летательного аппарата - Google Patents
Комбинированный двигатель летательного аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2693951C1 RU2693951C1 RU2018128034A RU2018128034A RU2693951C1 RU 2693951 C1 RU2693951 C1 RU 2693951C1 RU 2018128034 A RU2018128034 A RU 2018128034A RU 2018128034 A RU2018128034 A RU 2018128034A RU 2693951 C1 RU2693951 C1 RU 2693951C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- compressor
- engine
- aircraft
- turbine
- flight
- Prior art date
Links
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims abstract description 20
- WFPZPJSADLPSON-UHFFFAOYSA-N dinitrogen tetraoxide Chemical compound [O-][N+](=O)[N+]([O-])=O WFPZPJSADLPSON-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 20
- 239000007789 gas Substances 0.000 claims abstract description 18
- 230000001590 oxidative effect Effects 0.000 claims abstract description 10
- 239000007788 liquid Substances 0.000 claims abstract description 9
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 2
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract description 2
- 239000003350 kerosene Substances 0.000 description 13
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 10
- 239000007800 oxidant agent Substances 0.000 description 6
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 5
- 238000010494 dissociation reaction Methods 0.000 description 4
- 230000005593 dissociations Effects 0.000 description 4
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 4
- 238000000034 method Methods 0.000 description 4
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 3
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 3
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 3
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 2
- 239000001257 hydrogen Substances 0.000 description 2
- 229910052739 hydrogen Inorganic materials 0.000 description 2
- 229910052760 oxygen Inorganic materials 0.000 description 2
- 239000000243 solution Substances 0.000 description 2
- MYMOFIZGZYHOMD-UHFFFAOYSA-N Dioxygen Chemical compound O=O MYMOFIZGZYHOMD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N Hydrogen Chemical compound [H][H] UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000004458 analytical method Methods 0.000 description 1
- QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N atomic oxygen Chemical compound [O] QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 1
- 238000012790 confirmation Methods 0.000 description 1
- 230000001276 controlling effect Effects 0.000 description 1
- 230000007850 degeneration Effects 0.000 description 1
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 1
- 150000002431 hydrogen Chemical class 0.000 description 1
- 238000002347 injection Methods 0.000 description 1
- 239000007924 injection Substances 0.000 description 1
- 231100001224 moderate toxicity Toxicity 0.000 description 1
- 238000005457 optimization Methods 0.000 description 1
- 239000001301 oxygen Substances 0.000 description 1
- 230000008092 positive effect Effects 0.000 description 1
- 239000003380 propellant Substances 0.000 description 1
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K7/00—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof
- F02K7/10—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof characterised by having ram-action compression, i.e. aero-thermo-dynamic-ducts or ram-jet engines
- F02K7/16—Composite ram-jet/turbo-jet engines
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/12—Cooling of plants
- F02C7/14—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel
- F02C7/141—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel of working fluid
- F02C7/143—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel of working fluid before or between the compressor stages
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Изобретение относится к авиационной и ракетно-космической технике и может быть использовано для создания авиационно-космической системы горизонтального старта или же для создания самолета, который будет иметь возможность осуществлять кратковременный полет с гиперзвуковой скоростью. Комбинированный двигатель летательного аппарата содержит сверхзвуковой регулируемый воздухозаборник, который оканчивается дозвуковым расширяющимся диффузором, компрессор, окислительный газогенератор для повышения температуры газа, вращающую компрессор турбину и камеру сгорания с авторегулируемым соплом, выполненными охлаждаемыми. Турбина выполнена с возможностью регулирования расхода. Между воздухозаборником и компрессором установлен смеситель, выполненный с возможностью подмешивать к потоку воздуха жидкий азотный тетраоксид при скорости полета, соответствующей числу Маха 3<Мн<6. Использование изобретения позволяет снизить массу двигательной установки и упростить ее конструкцию. 1 ил., 1 табл.
Description
Изобретение относится к авиационной и ракетно-космической технике и может быть использовано для создания авиационно-космической системы (АКС) горизонтального старта или же для создания иных летательных аппаратов, которые будут иметь возможность осуществлять кратковременный полет с гиперзвуковой скоростью.
В качестве основного применения изобретения рассматривается его использование для создания маршевых двигателей самолетной ступени многоступенчатой АКС, позволяющих разогнать авиационно-космическую систему от нулевой начальной скорости и до скорости в конце работы самолетной ступени ~1.8 км/с, что соответствует числу Маха полета Мн≈6.
Основным параметром, определяющим эффективность использования двигателя в составе летательного аппарата (ЛА), является удельный импульс тяги Iуд - сила тяги, отнесенная к секундному массовому расходу запасенного на борту топлива. Чем больше удельный импульс тяги, тем меньший бортовой запас топлива (при прочих равных условиях) необходим для достижения требуемой дальности полета или конечной скорости ЛА. Поэтому при разработке двигателя для ЛА необходимо стремиться к тому, чтобы этот двигатель имел максимально высокий удельный импульс тяги на всей траектории полета.
Из определения Iуд очевидно, что для его увеличения необходимо сокращать массовый расход топлива и увеличивать силу тяги.
Рассмотрим, насколько эффективно решается эта задача на имеющемся техническом уровне в керосиновом воздушно-реактивном двигателе (ВРД) в варианте ТРДФ (с форсажной камерой) и кислородно-керосиновом жидкостном ракетном двигателе (ЖРД) с дожиганием окислительного генераторного газа.
В части расхода топлива ВРД имеет очевидное преимущество перед ЖРД, так как в процессе работы использует атмосферный воздух вместо запасаемого на борту окислителя, который для ЛА с кислородно-керосиновым ЖРД, составляет примерно % массы топлива в баках.
Далее сопоставим ВРД и ЖРД в части эффективности обеспечения высокого уровня тяги при одном и том же суммарном массовом расходе через двигатель.
Как в ВРД, так и в ЖРД при одном и том же суммарном массовом расходе через двигатель и при прочих равных условиях тяга двигателя возрастает при увеличении скорости истечения газов (Wa) из выхлопного сопла, которая, в свою очередь, возрастает при увеличении давления торможения и температуры торможения продуктов сгорания перед выходным соплом (при Rг, Ра = const).
В кислородно-керосиновых ЖРД температура торможения в камере сгорания, т.е. перед выхлопным соплом, достигает ~360К, а давление в камере сгорания достигает 26 МПа. За счет таких высоких значений этих параметров в ЖРД реализуется высокая скорость истечения из выхлопного сопла Wa и, соответственно, высокий уровень тяги. Так как ЖРД использует только запасенное на борту топливо, его тяга не зависит от скорости полета (с точностью до статической составляющей).
В керосиновых ВРД (ТРДФ) температура торможения перед выходным соплом ограничена тепловым эффектом реакций горения топлива керосин + воздух и не может превышать ~2300К. Давление торможения перед выхлопным соплом ВРД имеет величину порядка нескольких атмосфер - столь невысокий уровень давления связан, в первую очередь, с очень большой величиной потребной работы воздушного компрессора при ограниченной величине располагаемой работы турбины, приводящей этот компрессор во вращение. Вследствие таких относительно низких по сравнению с ЖРД значений параметров перед выхлопным соплом скорость истечения Wa в ВРД существенно меньше, чем в ЖРД.
Тяга ВРД существенно зависит от скорости полета. В условиях работы двигателя на земле или же полета с малой скоростью (Wн→0), тяга ВРД прямо пропорциональна скорости истечения Wa - поэтому, при одном и том же расходе продуктов сгорания тяга ВРД в таких условиях всегда будет меньше, чем у ЖРД, так как Wa(ВРД)<Wa(ЖРД).
В условиях полета высокой скоростью количество движения потребляемого ВРД воздуха уже не пренебрежимо мало, что приводит к снижению тяги по мере увеличения скорости полета. В конце концов, когда скорость Wн становиться равной Wa, тяга ВРД становится равной нулю.
Кроме того, при увеличении скорости полета температура торможения воздуха на входе в двигатель также быстро увеличивается, что приводит к росту потребной работы компрессора и снижению степени сжатия воздуха (Г.Н. Абрамович, Прикладная газовая динамика, «Наука», Москва, 1969 г.) и к уменьшению давления перед выходным соплом. Это ведет к дополнительному снижению скорости истечения Wa и, соответственно, к дополнительному уменьшению силы тяги.
Практически для керосиновых ТРДФ вырождение наступает при Мн≈3…4 - что не позволяет их использовать в качестве движителя при гиперзвуковых скоростях полета.
Также быстрое увеличение температуры торможения используемого двигателем воздуха при возрастании скорости полета (например, при Мн=6 температура торможения воздуха достигает уже ~1800К) приводит к еще одной проблеме - при наличии в составе ВРД турбокомпрессорной группы не обеспечивается прочность лопаток компрессора низкого давления, т.к. эти лопатки имеют большую длину и даже без дополнительного теплового воздействия испытывают близкие к предельным механические нагрузки из-за вращения.
Таким образом, при одном и том же суммарном массовом расходе вещества через двигатель:
- ЖРД обеспечивает высокую тягу при всех скоростях полета из-за высокой скорости истечения Wa, но при малых скоростях полета имеет удельный импульс тяги существенно меньший, чем ВРД - из-за необходимости расходовать запасаемый на борту окислитель.
- ВРД при малых скоростях полета (Wн) имеет тягу меньше, чем ЖРД из-за меньшей скорости истечения Wa, но существенно более высокий удельный импульс тяги за счет меньшего, чем у ЖРД расхода топлива.
- ВРД при больших скоростях полета, когда Wн→Wa, практически не создает тягу и поэтому его удельный импульс тяги может быть даже ниже чем у ЖРД.
Наиболее очевидным решением проблемы создания двигателя, работоспособного во всем требуемом для самолета-разгонщика диапазоне скоростей полета (0<Мн<6) и одновременно обеспечивающего высокое значение удельного импульса тяги, является сочетание в одном двигателе полезных характеристик ВРД, в котором используется в качестве компонента топлива атмосферный воздух, и ЖРД, в котором высокие температура и давление торможения продуктов сгорания, с одновременной минимизацией недостатков, присущих обоим этим классам двигателей. Такой двигатель относится к классу комбинированных.
В соответствии с представленным выше анализом, процесс в этом комбинированном двигателе должен обеспечивать:
- использование атмосферного воздуха на всей траектории полета для повышения экономичности до уровня, сопоставимого с ВРД;
- повышение параметров торможения (давления и температуры) перед выхлопным соплом до сопоставимого с ЖРД уровня;
- понижение температуры торможения воздуха перед компрессором до уровня, обеспечивающего работоспособность лопаток рабочего колеса.
Кроме того, очевидным требованием к двигательной установке ЛА является минимизация ее массы.
Известны различные схемы комбинированных двигателей (Ю.Н. Нечаев, Силовые установки гиперзвуковых и воздушно-космических летательных аппаратов, Академия космонавтики им. К.Э. Циолковского, Москва, 1996 г, стр. 22-63), однако они не в полном объеме удовлетворяют сформулированным выше требованиям или же имеют весьма сложную конструкцию.
В настоящее время (Популярная механика, стр. 36-41, февраль, 2018 г) в США и Великобритании ведутся работы по созданию комбинированного двигателя аналогичного целевого назначения по программе SABRE, что подтверждает актуальность затронутой проблемы. Данный комбинированный двигатель выбран в качестве прототипа.
От классического турборакетного двигателя, в котором в качестве горючего и рабочего тела турбины используется водород, SABRE отличается контуром промежуточного теплоносителя (Не), в котором сложным образом осуществляющего перенос тепла между воздухом и водородом, при этом часть этого тепла преобразуется в механическую работу.
Прототип включает в себя сверхзвуковой регулируемый воздухозаборник, оканчивающийся дозвуковым расширяющимся диффузором, теплообменники, турбокомпрессорную группу для сжатия газа, окислительный газогенератор для повышения температуры газа, форсажную камеру, по конструкции аналогичную камере сгорания ЖРД с авторегулируемым выхлопным соплом.
В рамках программы SABRE был продемонстрирован экспериментальный неполноразмерный теплообменник для предварительного охлаждения воздуха перед компрессором и заявлено о скором проведении огневых испытаний прототипа двигателя. В целом, SABRE удовлетворяет сформулированным выше требованиям к процессу в двигателе, однако, теплообменник имеет очень сложную конструкцию, а сам двигатель - весьма сложную схему. В качестве подтверждения сложности схемы двигателя достаточно указать лишь на то, что в SABRE имеется три отдельных теплообменника, три компрессора, три турбины и два насоса жидких компонентов - все в виде отдельных агрегатов.
Задачей настоящего изобретения является устранение указанных недостатков прототипа и других типов комбинированных двигателей.
Технический результат заключается в снижении массы двигательной установки ЛА и упрощении ее конструкции.
Технический результат достигается тем, что комбинированный двигатель летательного аппарата, содержащий сверхзвуковой регулируемый воздухозаборник, оканчивающийся дозвуковым расширяющимся диффузором, компрессор для сжатия газа, окислительный газогенератор для повышения температуры газа, вращающую компрессор турбину и камеру сгорания с авторегулируемым соплом, включает установленный между воздухозаборником и компрессором смеситель, выполненный с возможностью подмешивать к потоку воздуха жидкий азотный тетраоксид при скорости полета, соответствующей числу Маха 3<Мн<6.
Необходимость установки смесителя для подачи азотного тетраоксида (AT), объясняется следующим.
1. Содержание кислорода в N2O4 существенно больше, чем в воздухе, поэтому AT является более эффективным окислителем. Из-за этого подача жидкого AT при последующем сжигании его с воздухом и керосином может существенно повысить температуру продуктов сгорания в камере вплоть до характерного для камеры ЖРД очень высокого уровня температуры. Термодинамические расчеты показывают, что при составе окислителя GN2O4=0, Gвозд=100% (участок полета при Мн≤3) максимальная температура продуктов сгорания будет ~2300К, а при температуре торможения воздуха ≈1800К (соответствует Мн=6) и при составе окислителя GN2O4=50%, Gвозд=50% температура продуктов сгорания уже будет 3100К - т.е. близкой к уровню, имеющемуся в кислородно-керосиновых ЖРД. То есть, добавление N2O4 существенно увеличивает тягу двигателя.
2. AT имеет умеренную токсичность, давно освоен в ракетно-космической технике как штатный окислитель, не является криогенным компонентом, имеет высокую плотность - что благоприятно скажется на эксплуатационных характеристиках авиационно-космической системы и минимизирует объем баков, необходимых для хранения на борту этого компонента, что уменьшает вес и упрощает конструкцию комбинированного двигателя.
3. Диссоциация N2O4→2NO2 происходит эндотермически и завершается практически полностью при относительно невысоких температурах - при температурах ниже предельной рабочей температуры лопаток компрессора низкого давления (Л.И. Колыхан, В.Б. Нестеренко, Теплообмен в диссоциирующем теплоносителе четырехокиси азота, «Наука и техника», Минск, 1977 г., Теплофизические свойства четырехокиси азота, под. ред., члена-корреспондента АН БССР В.Б. Нестеренко, «Наука и техника», Минск, 1982 г.). Сравнение количества тепла, которое может поглотить AT и O2(ж) при температуре в смесителе 600К показывает:
*) Учтена только первая стадия диссоциации N2O4→2NO2, вторая стадия диссоциации 2NO2→2NO+O2 не учитывалась из-за относительно медленной скорости этой реакции.
То есть за счет диссоциации AT захолаживает горячий воздух примерно в 2 раза более эффективно, даже чем жидкий кислород и поэтому на борту его требуется запасать в 2 раза меньше, что также упрощает конструкцию и уменьшает вес двигательной установки.
4. По предварительным оценкам возможность возгорания лопаток турбины и аналогичных по тепловому состоянию элементов конструкции при использовании в качестве рабочего тела генераторного газа, полученного на основе сжигания AT и воздуха с небольшим количеством керосина, остается практически на том же уровне, что и при использовании традиционного для турбореактивного двигателя генераторного газа, получаемого при сжигании топлива воздух + керосин.
Таким образом, впрыск жидкого азотного тетраоксида обеспечивает достижение указанного выше технического результата, заключающегося в снижении массы двигательной установки ЛА, упрощении ее конструкции и улучшении характеристик.
Изобретение поясняется на фиг.
На фиг. представлен комбинированный двигатель ЛА, содержащий сверхзвуковой регулируемый воздухозаборник 1, оканчивающийся дозвуковым расширяющимся диффузором, смеситель 2, предназначенный для подачи в поток воздуха жидкого AT, компрессор 3, окислительный газогенератор 4 - камера сгорания в терминологии ВРД, предназначенный для повышения температуры газа перед турбиной за счет сжигания его с малым количеством керосина, турбину 5, вращающую компрессор, и камеру сгорания с авторегулируемым соплом 6 - аналог форсажной камеры в ВРД, в которой подается основной расход керосина, происходит сжигание компонентов при высокой температуре и их истечение через сопло с внешним расширением - частичным или полным. Двигатель также оснащается (на Фиг. не показано) системами сжатия и подачи жидких компонентов и другими присущими обычному ВРД системами. В турбине 5 должна быть предусмотрена возможность регулирования по расходу без значительных потерь КПД, например, изменением степени парциальности - основное регулирование, и поворотом лопаток соплового аппарата - вспомогательное регулирование. Камера 6 оснащается авторегулируемым выхлопным соплом с полным или частичным внешним расширением и, из-за повышенного уровня температуры продуктов сгорания, может иметь наружное охлаждение аналогично камере ЖРД.
По своему принципу действия двигатель является аналогом ЖРД с дожиганием окислительного генераторного газа, а по конструкции отличается от ВРД только наличием смесителя 2 и тем, что камера сгорания 6, по-видимому, будет иметь наружное охлаждение, как в ЖРД.
Рассмотрим способ работы предлагаемого двигателя и его применение в составе АКС.
От момента взлета и до достижения скорости Мн=3 двигатель работает без подачи N2O4, то есть в режиме обычного ВРД. Далее, при скоростях 3<Мн<6 включается подача N2O4 в смеситель - режим ЖРД. AT подается в количестве, необходимом для поддержания температуры на входе в компрессор вне зависимости от скорости полета на уровне 600К. Это делает достаточно эффективным использование в составе двигателя турбокомпрессорной группы, так как препятствует росту потребной адиабатной работы компрессора даже при высоких скоростях полета и обеспечивает работоспособность лопаток компрессора низкого давления даже при высокой температуре воздуха после воздухозаборника. При этом расход N2O4 возрастает по мере увеличения скорости самолета - от GN2O4/Gвозд=0 при Мн=3 до GN2O4/Gвозд≈0.5 при Мн≈6. После достижения скорости полета, соответствующей Мн=6, может происходить отделение от самолета-носителя второй ракетной ступени, а самолет совершает посадку на аэродром, используя комбинированный двигатель в режиме ВРД. Указанные диапазоны чисел Маха являются оценочными и могут быть уточнены по результатам оптимизации АКС в целом.
Предлагаемое техническое решение имеет следующие преимущества.
По результатам расчетных оценок, на режиме ВРД удельный импульс тяги такого двигателя, как и у любого ВРД, будет в разы выше, чем у ЖРД. На втором режиме с подачей N2O4, удельный импульс тяги рассматриваемого комбинированного двигателя
начинает снижаться с ростом скорости полета, однако, до Мн≈6 остается выше, чем у классических ЖРД первых ступеней РН.
Использование одного и того же двигателя во всем требуемом диапазоне скоростей полета снизит массу всей двигательной установки, по сравнению с рассматриваемыми в настоящий момент другими двигательными установками аналогичного назначения, состоящими из ВРД + ГПВРД. При этом такой двигатель может использоваться непосредственно с момента старта, а снижение тяги при гиперзвуковых или близких к ним скоростях полета у него существенно меньше, чем у всех классов ВРД.
В отличие от других типов комбинированных двигателей, рассматриваемый отличается более простой конструкцией и более высокой степенью преемственности с уже существующими ВРД и ЖРД.
Claims (1)
- Комбинированный двигатель летательного аппарата, содержащий сверхзвуковой регулируемый воздухозаборник, который оканчивается дозвуковым расширяющимся диффузором, компрессор, окислительный газогенератор для повышения температуры газа, вращающую компрессор турбину и камеру сгорания с авторегулируемым соплом, отличающийся тем, что камера сгорания с авторегулируемым соплом выполнены охлаждаемыми, турбина выполнена с возможностью регулирования по расходу, а между регулируемым воздухозаборником и компрессором установлен смеситель, выполненный с возможностью подмешивать к потоку воздуха жидкий азотный тетраоксид при скорости полета, соответствующей числу Маха 3<Мн<6.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018128034A RU2693951C1 (ru) | 2018-07-31 | 2018-07-31 | Комбинированный двигатель летательного аппарата |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018128034A RU2693951C1 (ru) | 2018-07-31 | 2018-07-31 | Комбинированный двигатель летательного аппарата |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2693951C1 true RU2693951C1 (ru) | 2019-07-08 |
Family
ID=67252101
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2018128034A RU2693951C1 (ru) | 2018-07-31 | 2018-07-31 | Комбинированный двигатель летательного аппарата |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2693951C1 (ru) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2742515C1 (ru) * | 2019-12-29 | 2021-02-08 | Андрей Владимирович Иванов | Комбинированная силовая установка многоразовой первой ступени ракеты-носителя |
| RU2766496C2 (ru) * | 2019-12-24 | 2022-03-15 | Фролова Татьяна Марковна | Устройство вихревого газового компрессора для комбинированного воздушно-реактивного двигателя |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2033549C1 (ru) * | 1991-02-21 | 1995-04-20 | Юрий Иоасафович Лобановский | Воздушно-реактивный двигатель |
| EP0781909A2 (en) * | 1995-12-28 | 1997-07-02 | Hitachi, Ltd. | Gas turbine with water injection |
| RU2179255C2 (ru) * | 1997-03-19 | 2002-02-10 | Военно-воздушная инженерная академия им. Н.Е. Жуковского | Гиперзвуковой криогенный воздушно-реактивный двигатель |
| RU2386832C1 (ru) * | 2009-05-21 | 2010-04-20 | Владимир Леонидович Письменный | Способ форсирования авиационного двигателя |
| WO2010124698A1 (en) * | 2009-04-30 | 2010-11-04 | Nabil Mahmoud Talat Wahba Samak | The silenced aspirator anergy amplified/driven air compressor/turbine |
-
2018
- 2018-07-31 RU RU2018128034A patent/RU2693951C1/ru active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2033549C1 (ru) * | 1991-02-21 | 1995-04-20 | Юрий Иоасафович Лобановский | Воздушно-реактивный двигатель |
| EP0781909A2 (en) * | 1995-12-28 | 1997-07-02 | Hitachi, Ltd. | Gas turbine with water injection |
| RU2179255C2 (ru) * | 1997-03-19 | 2002-02-10 | Военно-воздушная инженерная академия им. Н.Е. Жуковского | Гиперзвуковой криогенный воздушно-реактивный двигатель |
| WO2010124698A1 (en) * | 2009-04-30 | 2010-11-04 | Nabil Mahmoud Talat Wahba Samak | The silenced aspirator anergy amplified/driven air compressor/turbine |
| RU2386832C1 (ru) * | 2009-05-21 | 2010-04-20 | Владимир Леонидович Письменный | Способ форсирования авиационного двигателя |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2766496C2 (ru) * | 2019-12-24 | 2022-03-15 | Фролова Татьяна Марковна | Устройство вихревого газового компрессора для комбинированного воздушно-реактивного двигателя |
| RU2742515C1 (ru) * | 2019-12-29 | 2021-02-08 | Андрей Владимирович Иванов | Комбинированная силовая установка многоразовой первой ступени ракеты-носителя |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Flack | Fundamentals of jet propulsion with applications | |
| US5101622A (en) | Aerospace propulsion | |
| US7788899B2 (en) | Fixed nozzle thrust augmentation system | |
| Zhao et al. | Performance analysis of a pre-cooled and fuel-rich pre-burned mixed-flow turbofan cycle for high speed vehicles | |
| Murthy et al. | High-speed flight propulsion systems | |
| Yang et al. | Maximum thrust for the rocket-ejector mode of the hydrogen fueled rocket-based combined cycle engine | |
| Johnson | Variable cycle engine developments | |
| RU2693951C1 (ru) | Комбинированный двигатель летательного аппарата | |
| US3733826A (en) | Fuel cooled ram air reaction propulsion engine | |
| Taguchi et al. | Analytical study of pre-cooled turbojet engine for TSTO Spaceplane | |
| JP2012251542A (ja) | 可変サイクルエンジン | |
| US3486340A (en) | Gas turbine powerplant with means for cooling compressed air | |
| Christensen | Air turborocket/vehicle performance comparison | |
| Sullerey et al. | Performance comparison of air turborocket engine with different fuel systems | |
| RU2645373C1 (ru) | Турбоэжекторный двигатель и способ его регулирования | |
| Balepin | High speed propulsion cycles | |
| Segal | Propulsion systems for hypersonic flight | |
| RU2033549C1 (ru) | Воздушно-реактивный двигатель | |
| Anvekar | Aircraft Propulsion | |
| JP2002054503A (ja) | 亜音速機用高バイパス比・可変サイクルエンジン | |
| Casiano | Extensions to the time lag models for practical application to rocket engine stability design | |
| Flack | Fundamentals of jet propulsion with power generation applications | |
| Yadav et al. | Thermodynamic Analysis of Turbofan Engine | |
| RU2405959C1 (ru) | Способ генерации газа для создания тяги в воздушно-реактивном двигателе с многоступенчатым осевым компрессором и воздушно-реактивный двигатель | |
| CN111594315B (zh) | 一种复合机制全流量循环超声速推进***及其工作方法 |