UA115370C2 - DETONATION FLUID ROCKET ENGINE - Google Patents
DETONATION FLUID ROCKET ENGINEInfo
- Publication number
- UA115370C2 UA115370C2 UAA201600093A UAA201600093A UA115370C2 UA 115370 C2 UA115370 C2 UA 115370C2 UA A201600093 A UAA201600093 A UA A201600093A UA A201600093 A UAA201600093 A UA A201600093A UA 115370 C2 UA115370 C2 UA 115370C2
- Authority
- UA
- Ukraine
- Prior art keywords
- gas
- combustion chamber
- fuel
- annular
- afterburner
- Prior art date
Links
Landscapes
- Fluidized-Bed Combustion And Resonant Combustion (AREA)
Abstract
Винахід стосується рідинних ракетних двигунів. Двигун складається з камери згорання з охолоджуючими трактами і високонапірними магістралями подачі компонентів палива в основну камеру згорання, турбонасосного агрегату з турбіною активного типу, газогенератора турбінного газу з надлишком пального. Також, містить вихлопний колектор турбіни, з'єднаний газоводом з кільцевим газовим колектором подачі генераторного газу до пристрою допалювання, який за допомогою колектора з'єднано з високонапірною магістраллю окислюючого компонента палива. Пристрій допалювання виконано у вигляді трубчастої кільцевої детонаційної камери згорання, що має у своєму складі кільцеві колектори генераторного газу та окислюючого компонента палива, кільцеву форсункову головку, кільцеву форкамеру, запальник-ініціатор кільцевої детонаційної хвилі з можливістю стаціонарно обертатися. Принцип роботи засновано на допалюванні генераторного газу в пристрої допалювання, виконаного у вигляді трубчастої камери згорання. Кожна трубка камери згорання працює в імпульсному режимі детонації для забезпечення повноти згорання і високого питомого імпульсу при малих тисках подачі генераторного газу і окислюючого компонента палива.The invention relates to liquid rocket engines. The engine consists of a combustion chamber with cooling tracts and high-pressure lines for supplying fuel components to the main combustion chamber, a turbine pump unit with an active-type turbine, a gas turbine gas generator with excess fuel. It also contains a turbine exhaust manifold connected by a gas line to a circular gas manifold supplying gas to the afterburner which is connected to the high-pressure line of the oxidizing component of the fuel by means of the manifold. The afterburner is made in the form of a tubular annular combustion chamber having in its composition annular collectors of gas and oxidizing component of the fuel, annular nozzle head, annular forkamera, igniter-initiator of circular detonation wave. The principle of operation is based on the afterburning of the generator gas in the afterburner, made in the form of a tubular combustion chamber. Each tube of the combustion chamber operates in a pulsed detonation mode to ensure the completeness of combustion and high specific impulse at low pressures of the supply of gas and the oxidizing component of the fuel.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
UAA201600093A UA115370C2 (en) | 2016-01-04 | 2016-01-04 | DETONATION FLUID ROCKET ENGINE |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
UAA201600093A UA115370C2 (en) | 2016-01-04 | 2016-01-04 | DETONATION FLUID ROCKET ENGINE |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
UA115370C2 true UA115370C2 (en) | 2017-10-25 |
Family
ID=60118674
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
UAA201600093A UA115370C2 (en) | 2016-01-04 | 2016-01-04 | DETONATION FLUID ROCKET ENGINE |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
UA (1) | UA115370C2 (en) |
-
2016
- 2016-01-04 UA UAA201600093A patent/UA115370C2/en unknown
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
FR2967725B1 (en) | COMBINED TURBOREACTOR AND STATOREACTOR COMBINATION PROPELLER | |
RU2013148636A (en) | ENGINE WITH A CLEARING DETONATION WAVE AND AIRCRAFT EQUIPPED WITH SUCH ENGINE | |
ATE463664T1 (en) | METHOD FOR STARTING A HELICOPTER GAS TURBINE ENGINE, FUEL SUPPLY CIRCUIT OF SUCH ENGINE AND ENGINE EQUIPPED WITH SUCH CIRCUIT | |
WO2016126986A3 (en) | Systems and methods for high volumetric oxidant flow in gas turbine engine with exhaust gas recirculation | |
SE0502738L (en) | Arrangement of an internal combustion engine | |
RU2016109790A (en) | SYSTEM AND METHOD FOR EMERGENCY STARTING OF AIRCRAFT GAS TURBINE ENGINE | |
EP2472090A3 (en) | A gas engine turbine comprising a thrust augmentation system | |
UA115370C2 (en) | DETONATION FLUID ROCKET ENGINE | |
RU2012152584A (en) | INSTALLATION INJECTING FUEL FOR USE IN GAS-TURBINE ENGINES | |
Yong-hua et al. | Study on deep variable thrust system of LOX/kerosene high pressure staged combustion engine | |
RU2010126476A (en) | SUPERSONIC RECTANGULAR AIR-REACTIVE ENGINE WITH PULSE-BURNING COMBUSTION MODE (SPRDR with PRG) AND METHOD OF ITS OPERATION | |
RU2682466C1 (en) | Combustion chamber of a dual-mode liquid propellant engine, working on a generator-free scheme | |
UA112118C2 (en) | LIQUID ROCKET ENGINE WITH ADDITION OF DISPOSED GENERATOR GAS TURBINE TURBINE PUMP | |
RU2638420C1 (en) | Combustion chamber of liquid-propellant engine (lpe) without generator | |
UA107274C2 (en) | METHOD OF ADDITIONAL DISPOSAL OF GENERATOR GAS TURBINE OF TURBINE PUMP TURBINE UNIT AND YOGARAN DEVICES | |
RU2018104413A (en) | FUEL SUPPLY SYSTEM FOR FORCING COMBUSTION CHAMBER | |
RU2433294C1 (en) | Ram jet | |
Karteek et al. | Design of an Advanced Focused Wave Pulsejet Engine | |
RU2010101938A (en) | PULSE DETONATION ENGINE | |
Anderson et al. | Novel valving technique for pulse detonation engines | |
RU2014100571A (en) | GAS-TURBINE AIRCRAFT ENGINE AND ITS FORCING METHOD | |
RU2015116057A (en) | METHOD FOR INCREASING SPECIFIC ENERGY-MASS CHARACTERISTICS OF LIQUID ROCKET ENGINES AND LIQUID ROCKET ENGINE | |
PL409426A1 (en) | Rocket engine | |
MX2021008424A (en) | Combustion engine. | |
JP1721525S (en) | internal combustion engine |