RU2344308C2 - Method of motive power creation in ejector traction booster and ejector traction booster on its basis - Google Patents
Method of motive power creation in ejector traction booster and ejector traction booster on its basis Download PDFInfo
- Publication number
- RU2344308C2 RU2344308C2 RU2007108509/06A RU2007108509A RU2344308C2 RU 2344308 C2 RU2344308 C2 RU 2344308C2 RU 2007108509/06 A RU2007108509/06 A RU 2007108509/06A RU 2007108509 A RU2007108509 A RU 2007108509A RU 2344308 C2 RU2344308 C2 RU 2344308C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fairing
- ejector
- engine
- mixing chamber
- gas
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 13
- 239000000203 mixture Substances 0.000 claims abstract description 4
- 239000012530 fluid Substances 0.000 claims description 8
- 238000007664 blowing Methods 0.000 claims description 4
- 230000003321 amplification Effects 0.000 claims description 3
- 238000002347 injection Methods 0.000 claims description 3
- 239000007924 injection Substances 0.000 claims description 3
- 238000003199 nucleic acid amplification method Methods 0.000 claims description 3
- 238000007599 discharging Methods 0.000 claims 1
- 239000007789 gas Substances 0.000 abstract description 37
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 8
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 8
- 230000001965 increasing effect Effects 0.000 description 7
- 230000002708 enhancing effect Effects 0.000 description 4
- 230000008092 positive effect Effects 0.000 description 2
- 238000012552 review Methods 0.000 description 2
- 238000011156 evaluation Methods 0.000 description 1
- 238000002474 experimental method Methods 0.000 description 1
- 230000030279 gene silencing Effects 0.000 description 1
- 238000011835 investigation Methods 0.000 description 1
Images
Landscapes
- Jet Pumps And Other Pumps (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к эжекторным усилителям тяги (ЭУТ), которые устанавливаются на ракетных и авиационных двигателях. Предложенные способ и устройство усиления тяги являются одновременно эффективным средством шумоглушения двигателя.The invention relates to ejector traction amplifiers (EUT), which are installed on rocket and aircraft engines. The proposed method and device for enhancing traction are both effective means of engine noise reduction.
Известен способ усиления тяги двигателя путем эжектирования выхлопной струей двигателя рабочего тела из окружающей среды (Прикладная газовая динамика. Г.Н.Абрамович. М.: Машиностроение, 1969, с.503-515, рис.9.30) и многочисленные устройства, реализующие этот способ (Авиационные эжекторные усилители тяги. В.Г.Ененков, А.Л.Клячкин и др. М.: Машиностроение, 1980, с.16, рис.1.5).A known method of enhancing engine thrust by ejecting an exhaust jet of a working fluid from the environment from the environment (Applied gas dynamics. G.N. Abramovich. M .: Engineering, 1969, S. 503-515, Fig. 9.30) and numerous devices that implement this method (Aviation ejector traction amplifiers. V.G. Enenkov, A.L. Klyachkin, etc. M .: Mashinostroenie, 1980, p.16, Fig. 1.5).
Суть способа и устройств, осуществляющих способ, состоит в том, что выхлопная струя реактивного двигателя эжектирует из окружающей среды некоторую массу газа, далее эта масса поступает в смесительную камеру, где смешивается с эжектирующим газом из двигателя, и смесь вновь выбрасывается в окружающую среду в том же направлении, что и эжектирующая и эжектируемая струи.The essence of the method and devices implementing the method is that the exhaust jet of the jet engine ejects a certain mass of gas from the environment, then this mass enters the mixing chamber, where it is mixed with the ejection gas from the engine, and the mixture is again released into the environment same direction as the ejected and ejected jets.
Увеличение реактивной тяги двигателя может составить до 200% и более при работе ЭУТ на земле, т.е. при нулевой скорости полета летательного аппарата (л.а.).An increase in engine thrust can be up to 200% or more when the EUT is operated on the ground, i.e. at zero flight speed of the aircraft (l.a.).
Основным недостатком этого способа эжекторного усиления тяги двигателя является существенное уменьшение положительного эффекта при возрастании скорости полета л.а., особенно, когда поток направлен параллельно оси ЭУТ. Связано это с увеличением входного импульса эжектируемой струи (Г.Н.Абрамович. Прикладная газовая динамика. М.: Машиностроение, 1969, с.509-513). Уже при отношении скорости полета л.а. Vп к скорости истечения струи из двигателя V1 (эжектирующая струя) порядка ω=0.25÷0.3 выигрыш в тяге исчезает, а при дальнейшем увеличении ω вместо прироста получится снижение тяги (В.Г.Ененков, А.Л.Клячкин и др. Авиационные эжекторные усилители тяги. М.: Машиностроение, 1980, с.111, рис.6.2).The main disadvantage of this method of ejector amplification of engine thrust is a significant decrease in the positive effect with increasing flight speed of the aircraft, especially when the flow is directed parallel to the axis of the EUT. This is due to an increase in the input pulse of the ejected jet (G.N. Abramovich. Applied gas dynamics. M: Mashinostroenie, 1969, p. 509-513). Already with respect to flight speed V p to the velocity of the outflow of the jet from the engine V 1 (ejection jet) of the order of ω = 0.25 ÷ 0.3, the gain in traction disappears, and with a further increase in ω, instead of an increase, the traction decreases (V.G. Enenkov, A.L. Klyachkin and others. Aircraft ejector traction amplifiers. M.: Mashinostroenie, 1980, p. 111, Fig. 6.2).
Задачей изобретения является увеличение тяги двигателя.The objective of the invention is to increase engine thrust.
Техническим результатом изобретения является увеличение тяги двигателя за счет уменьшения входного импульса эжектируемого газа при полете л.а.The technical result of the invention is to increase engine thrust by reducing the input pulse of the ejected gas during the flight of L.
Указанный технический результат достигается тем, что эжектируемый газ из окружающей среды частично или полностью забирают в направлении движения летательного аппарата, меняют направление движения эжектируемого газа на противоположное путем отражения от экрана и подают в камеру смешения.The specified technical result is achieved by the fact that the ejected gas from the environment is partially or completely taken in the direction of movement of the aircraft, the direction of movement of the ejected gas is reversed by reflection from the screen, and fed to the mixing chamber.
Известны ЭУТ, реализующие традиционный способ усиления тяги двигателя (В.Г.Ененков, А.Л.Клячкин и др. Авиационные эжекторные усилители тяги. М.: Машиностроение, 1980, с.16, рис.1.5).EUTs are known that implement the traditional method of enhancing engine thrust (V.G. Enenkov, A.L. Klyachkin, and others. Aviation ejector traction amplifiers. M .: Mashinostroenie, 1980, p.16, Fig. 1.5).
В этих устройствах эжектируемый газ забирается против движения летательного аппарата, смешивается с эжектирующим газом, истекающим из двигателя, и полученная смесь выбрасывается вновь в окружающую среду в том же направлении.In these devices, the ejected gas is taken up against the movement of the aircraft, mixed with the ejected gas flowing from the engine, and the resulting mixture is discharged again into the environment in the same direction.
Недостатком этих устройств является то, что забор и выброс эжектируемого газа происходит в одном направлении. По мере увеличения скорости летательного аппарата увеличивается входной импульс эжектируемого газа, что приводит к уменьшению силы тяги двигателя (Г.Н.Абрамович. Прикладная газовая динамика. М.: Машиностроение, 1969, с.509-513).The disadvantage of these devices is that the intake and ejection of ejected gas occurs in one direction. As the speed of the aircraft increases, the input pulse of the ejected gas increases, which leads to a decrease in the thrust of the engine (G.N. Abramovich. Applied gas dynamics. Moscow: Mashinostroenie, 1969, p. 509-513).
Техническим результатом является увеличение тяги двигателя за счет уменьшения входного импульса эжектируемого газа.The technical result is an increase in engine thrust by reducing the input pulse of the ejected gas.
Указанный технический результат достигается тем, что эжекторный усилитель тяги двигателя, содержащий сопло эжектирующего газа, входное устройство эжектируемого газа, камеру смешения эжектирующего и эжектируемого газов, диффузор, снабжен полым обтекателем оживальной формы, который крепится пилонами к кожуху двигателя, или (и) к камере смешения, или (и) к элементам конструкции летательного аппарата, причем внутренняя поверхность носовой части обтекателя служит экраном для разворота потока; площадь кольцевого зазора между обтекателем в области его донного среза и камерой смешения составляет от 0.75 до 1.5 площади зазора между камерой смешения и соплом эжектирующего газа.The specified technical result is achieved by the fact that the ejector traction motor of the engine, comprising a nozzle of an ejected gas, an input device of an ejected gas, a chamber for mixing the ejected and ejected gases, a diffuser, is equipped with a hollow fairing of a lively shape that is attached by pylons to the engine cover, or (and) to the camera mixing, or (and) to the structural elements of the aircraft, and the inner surface of the nose of the fairing serves as a screen for reversing the flow; the area of the annular gap between the fairing in the region of its bottom cut and the mixing chamber is from 0.75 to 1.5 of the gap between the mixing chamber and the nozzle of the ejection gas.
Указанный технический результат во втором варианте эжекторного усилителя тяги двигателя достигается тем, что обтекатель в кормовой части на расстоянии 0.5÷1.5 Dm (Dm - диаметр миделя обтекателя) от его донного среза выполнен с продольными щелями со степенью перфорации 0.05≤s≤0.2, где s - отношение площади щелей к площади части боковой поверхности обтекателя, ограниченной длиной щелей.The specified technical result in the second embodiment of the ejector amplifier of the engine thrust is achieved by the fact that the fairing in the aft part at a distance of 0.5 ÷ 1.5 D m (D m is the diameter of the middle of the fairing) from its bottom section is made with longitudinal slots with a degree of perforation of 0.05≤s≤0.2, where s is the ratio of the area of the slots to the area of part of the side surface of the fairing, limited by the length of the slots.
Указанный технический результат в третьем варианте эжекторного усилителя тяги двигателя достигается тем, что на камере смешения на расстоянии 0.5÷2 величины зазора между обтекателем и камерой смешения в направлении внешнего потока от донного среза обтекателя размещены сопла для поперечного вдува рабочего тела.The indicated technical result in the third embodiment of the engine traction ejector amplifier is achieved by the fact that nozzles for transverse injection of the working fluid are placed on the mixing chamber at a distance of 0.5 ÷ 2 of the gap between the cowling and the mixing chamber in the direction of the external flow from the bottom section of the cowling.
Указанный технический результат в четвертом варианте эжекторного усилителя тяги двигателя достигается тем, что в зазоре между камерой смешения и обтекателем расположены сопла для вдува рабочего тела в направлении внешнего потока, причем сопла крепятся к обтекателю или (и) к камере смешения так, что их выходные сечения находятся в плоскости донного среза обтекателя.The specified technical result in the fourth embodiment of the ejector amplifier of the engine thrust is achieved by the fact that in the gap between the mixing chamber and the cowling are nozzles for blowing the working fluid in the direction of the external flow, and the nozzles are attached to the cowling or (and) to the mixing chamber so that their output sections are in the plane of the bottom section of the fairing.
Указанный технический результат в пятом варианте эжекторного усилителя тяги двигателя достигается тем, что кормовая часть обтекателя, начиная с расстояний 0.2÷1 Dm (Dm - диаметр миделя обтекателя) от его донного среза, выполнена с коническим сужением 5÷25° в направлении к донному срезу обтекателя.The specified technical result in the fifth embodiment of the ejector engine traction amplifier is achieved by the fact that the aft part of the fairing, starting from distances 0.2 ÷ 1 D m (D m is the diameter of the middle of the fairing) from its bottom cut, is made with a conical narrowing of 5 ÷ 25 ° towards fairing of the fairing.
Указанный технический результат в шестом варианте эжекторного усилителя тяги двигателя достигается тем, что эжекторный усилитель тяги двигателя расположен вместе с двигателем частично или полностью внутри кормовой части фюзеляжа или за фюзеляжем л.а. в его аэродинамической тени.The specified technical result in the sixth embodiment of the ejector traction amplifier of the engine is achieved by the fact that the ejector traction amplifier of the engine is located with the engine partially or completely inside the aft of the fuselage or behind the fuselage of L. in its aerodynamic shadow.
Указанный технический результат в седьмом варианте эжекторного усилителя тяги двигателя достигается тем, что в эжекторном усилителе тяги двигателя по любому из вариантов 1, 2, 3, 4, 5, 6 в носовой части обтекателя расположены регулировочные клапаны для пропуска воздуха с прямого направления.The specified technical result in the seventh embodiment of the ejector traction amplifier of the engine is achieved by the fact that in the ejector amplifier of the engine traction according to any one of
На фиг.1 приведена схема эжекторного усилителя тяги двигателя для реализации предложенного способа эжекторного усиления тяги двигателя летательного аппарата.Figure 1 shows a diagram of an ejector amplifier of engine thrust for implementing the proposed method of ejector amplification of engine thrust of an aircraft.
На фиг.2 приведена схема второго варианта эжекторного усилителя тяги двигателя с щелями на кормовой части обтекателя.Figure 2 shows a diagram of a second embodiment of an ejector amplifier for engine thrust with slots on the aft side of the fairing.
На фиг.3 приведена схема третьего варианта эжекторного усилителя тяги двигателя с соплами на камере смешения для поперечного вдува рабочего тела.Figure 3 shows a diagram of a third embodiment of an ejector amplifier for engine thrust with nozzles on a mixing chamber for transverse injection of a working fluid.
На фиг.4 приведена схема четвертого варианта эжекторного усилителя тяги двигателя с соплами для вдува рабочего тела в направлении внешнего потока.Figure 4 shows a diagram of a fourth embodiment of an ejector amplifier for engine thrust with nozzles for blowing a working fluid in the direction of the external flow.
На фиг.5 приведена схема пятого варианта эжекторного усилителя тяги двигателя с коническим сужением кормовой части обтекателя.Figure 5 shows a diagram of a fifth embodiment of an ejector amplifier for engine thrust with a conical narrowing of the aft cowling.
На фиг.6 приведена схема шестого варианта эжекторного усилителя тяги двигателя, размещенного вместе с двигателем в кормовой части фюзеляжа летательного аппарата.Figure 6 shows a diagram of a sixth embodiment of an ejector traction amplifier of an engine placed together with the engine in the aft of the fuselage of the aircraft.
На фиг.7 приведена схема седьмого варианта эжекторного усилителя тяги двигателя с регулировочными клапанами в носовой части обтекателя для пропуска воздуха с прямого направления.Figure 7 shows a diagram of a seventh embodiment of an ejector amplifier for engine thrust with control valves in the nose of the fairing to allow air to flow from the forward direction.
Предложенный способ можно реализовать, например, с помощью устройства, схема которого представлена на фиг.1. Устройство эжекторного усилителя тяги двигателя летательного аппарата содержит обтекатель (1) с пилонами (2) для крепления обтекателя к кожуху (3) двигателя, или (и) к камере смешения, или (и) к элементам конструкции летательного аппарата. Внутри обтекателя расположены традиционные системы эжекторного усилителя тяги двигателя л.а.: сопло эжектирующего газа (4), входное устройство эжектируемого газа (5), камера смешения эжектирующего и эжектируемого газов (6), диффузор (7). Обтекатель (1) представляет собой открытое с кормовой части полое тело оживальной формы, которое препятствует прямому попаданию эжектируемого воздуха в камеру смешения эжектора при движении летательного аппарата.The proposed method can be implemented, for example, using a device, a diagram of which is presented in figure 1. The aircraft engine ejector traction amplifier device comprises a cowl (1) with pylons (2) for fastening the cowl to the engine cover (3), or (and) to the mixing chamber, or (and) to the structural elements of the aircraft. Inside the fairing, there are traditional systems of an ejector amplifier for traction of an engine of an engine: a nozzle of an ejected gas (4), an input device of an ejected gas (5), a chamber for mixing the ejected and ejected gases (6), a diffuser (7). The cowling (1) is a hollow body of a lively shape open from the aft, which prevents the direct ingress of ejected air into the mixing chamber of the ejector during the movement of the aircraft.
Осуществление способа проиллюстрируем на примере работы устройства (фиг.1). При движении летательного аппарата со скоростью Vп за кормой обтекателя (1) в области его донного среза образуется застойная зона с обратными токами воздуха. Эксперименты различных авторов показывают, что скорость возвратного течения Vо увеличивается с ростом скорости Vп набегающего потока и в гиперзвуковом диапазоне может составлять до 50% от скорости этого потока (Исследование течений за донным срезом тел, обтекаемых потоком газа. Обзор ЦАГИ, №452-74, издательский отдел ЦАГИ, 1974 г. Carpenter P.W., Tabakoff W. Survey and Evaluation of Supersonic Base Flow Theories. NASA CR-97129, 1968). Итак, вместо потока со скоростью Vп, натекающего во входное устройство эжектируемого газа (5) без обтекателя, в предлагаемом варианте на входе в кормовую часть обтекателя ЭУТ имеется поток со скоростью Vо, совпадающий с направлением перемещения л.а. Далее происходит разворот потока на 180° за счет отражения от экрана, а именно от внутренней поверхности носовой части обтекателя, и затем поток направляется во входное устройство эжектируемого газа (5). В предлагаемом ЭУТ скорость потока в застойной зоне Vо существенно меньше скорости полета Vп и, соответственно, меньше входной импульс, что приводит к увеличению тяги эжектора.The implementation of the method is illustrated by the example of the operation of the device (figure 1). When the aircraft moves at a speed of V p behind the stern of the fairing (1), a stagnant zone with reverse air flows forms in the region of its bottom slice. Experiments of various authors show that the velocity of the return flow V о increases with increasing velocity V n of the incoming flow and in the hypersonic range can be up to 50% of the velocity of this flow (Investigation of flows behind the bottom section of bodies streamlined by a gas stream. TsAGI review, No. 452- 74, TsAGI Publishing, 1974 (Carpenter PW, Tabakoff W. Survey and Evaluation of Supersonic Base Flow Theories. NASA CR-97129, 1968). So, instead of a stream with a speed of V p flowing into the input device of the ejected gas (5) without a cowl, in the proposed embodiment, at the entrance to the aft part of the cowl of the EUT there is a stream with a speed of V about , coinciding with the direction of movement of L. Then, the flow rotates through 180 ° due to reflection from the screen, namely from the inner surface of the nose of the fairing, and then the flow is directed to the input device of the ejected gas (5). In the proposed EUT, the flow velocity in the stagnant zone V о is substantially less than the flight speed V p and, accordingly, the input pulse is less, which leads to an increase in the ejector traction.
Во втором варианте устройства (фиг.2) поставленная задача увеличения тяги эжектора решается следующим образом: наличие щелей (8) позволяет осуществлять вдув газа из пограничного слоя в кормовую часть обтекателя (1), повышая тем самым донное давление и, соответственно, силу тяги эжектора. Степень перфорации составляет 0.05≤s≤0.2, где s - отношение площади щелей к площади части боковой поверхности обтекателя, ограниченной длиной щели.In the second embodiment of the device (figure 2), the task of increasing the ejector traction is solved as follows: the presence of slots (8) allows gas to be injected from the boundary layer into the aft part of the fairing (1), thereby increasing the bottom pressure and, accordingly, the ejector traction force . The degree of perforation is 0.05≤s≤0.2, where s is the ratio of the area of the slots to the area of part of the side surface of the fairing, limited by the length of the slit.
Этим же целям в третьем варианте устройства (фиг.3) служит поперечный вдув струй из сопел (9), расположенных на камере смешения (6) ЭУТ, в набегающий поток. При взаимодействии с внешним потоком перед струей образуется зона повышенного давления, которая распространяется в донную область обтекателя (1). Сопла располагаются на камере смешения на расстоянии 1÷2 величины зазора между обтекателем и камерой смешения от донного среза обтекателя в направлении внешнего потока.The same purposes in the third embodiment of the device (Fig. 3) are transverse blowing of jets from nozzles (9) located on the mixing chamber (6) of the EUT into the incident flow. When interacting with an external flow, an increased pressure zone is formed in front of the jet, which extends to the bottom region of the fairing (1). The nozzles are located on the mixing chamber at a distance of 1 ÷ 2 of the gap between the fairing and the mixing chamber from the bottom section of the fairing in the direction of the external flow.
В четвертом варианте ЭУТ искомая задача увеличения тяги решается путем истечения струй рабочего тела из сопел (10) в застойную область за донным срезом обтекателя. Увеличение тяги движителя происходит, во-первых, из-за увеличения донного давления и, во-вторых, из-за реактивной силы вдуваемых струй.In the fourth version of the EUT, the desired task of increasing thrust is solved by expelling the jets of the working fluid from the nozzles (10) into the stagnant region behind the bottom section of the fairing. An increase in propulsion thrust occurs, firstly, due to an increase in bottom pressure and, secondly, due to the reactive power of the injected jets.
В пятом варианте ЭУТ тяга увеличивается вследствие того, что кормовая часть обтекателя выполнена сужающейся в направлении к донному срезу обтекателя. Это приводит к уменьшению площади донного среза и, соответственно, к уменьшению донного сопротивления. Кроме того, сужение обтекателя в его кормовой части приводит к увеличению донного давления в застойной зоне, что также увеличивает тягу эжектора.In the fifth embodiment, the EUT thrust increases due to the fact that the aft part of the fairing is made tapering towards the bottom section of the fairing. This leads to a decrease in the area of the bottom section and, accordingly, to a decrease in bottom resistance. In addition, the narrowing of the fairing in its aft part leads to an increase in bottom pressure in the stagnant zone, which also increases the draft of the ejector.
В шестом варианте ЭУТ тяга двигателя увеличивается вследствие того, что ЭУТ расположен вместе с двигателем частично или полностью внутри кормовой части фюзеляжа или за фюзеляжем летательного аппарата в его аэродинамической тени. Это приводит к уменьшению аэродинамического сопротивления ЭУТ и, соответственно, к увеличению тяги.In the sixth embodiment, the EUT engine thrust increases due to the fact that the EUT is located with the engine partially or completely inside the aft of the fuselage or behind the fuselage of the aircraft in its aerodynamic shadow. This leads to a decrease in aerodynamic drag of the EUT and, consequently, to an increase in thrust.
В седьмом варианте увеличение тяги двигателя достигается тем, что в ЭУТ по любому из вариантов 1, 2, 3, 4, 5, 6 эжектируемый газ из окружающей среды забирают по и против направления движения л.а. При необходимости увеличения массы эжектируемого газа срабатывают регулирующие клапаны (11), и воздух начинает поступать внутрь обтекателя и далее в камеру смешения. Причем высоконапорный поток, проходящий через клапан (11) со скоростью Vп, будет эжектировать низконапорный газ, втекающий из кормы обтекателя со скоростью Vо.In the seventh embodiment, an increase in engine thrust is achieved by the fact that in the EUT according to any of the
Применение обтекателя в ЭУТ позволяет эжектировать не набегающий поток, а газ из застойной области в кормовой части обтекателя, имеющий практически нулевую скорость. Донное давление в дозвуковом диапазоне скоростей, характерных для летательных аппаратов с ЭУТ, изменяется незначительно, а скорость обратных токов воздуха в застойной зоне за кормой обтекателя практически нулевая. Так, в диапазоне чисел Маха полета л.а. М=0÷0.8 донное давление, отнесенное к давлению окружающей среды, уменьшается от 1 до 0.86 (Аэродинамика тел вращения малого удлинения. Обзор ЦАГИ, №371, 1972 г., с.137, фиг.219).The use of the fairing in the EUT allows to eject not a free flow, but gas from the stagnant region in the aft part of the fairing, which has an almost zero speed. The bottom pressure in the subsonic speed range characteristic of aircraft with EUT does not change significantly, and the speed of reverse air flows in the stagnant zone behind the fairing stern is practically zero. So, in the range of Mach numbers of the flight L.A. M = 0 ÷ 0.8 the bottom pressure, referred to the ambient pressure, decreases from 1 to 0.86 (Aerodynamics of bodies of revolution of small elongation. TsAGI review, No. 371, 1972, p.137, Fig. 211).
Предлагаемый эжекторный усилитель тяги с обтекателем по внутренней газодинамике эжекторной системы при всех скоростях полета л.а. работает как на земле, т.е. как было отмечено выше, на самом выгодном режиме по усилению тяги, особенно, когда поток направлен параллельно оси ЭУТ (входной импульс эжектируемого воздуха практически равен нулю). Разумеется, что с ростом скорости полета л.а., как и в традиционных ЭУТ, увеличивается аэродинамическое сопротивление эжекторной системы и, как отмечено выше, несколько уменьшается донное давление. Предлагаемые варианты ЭУТ направлены на увеличение донного давления и уменьшение аэродинамического сопротивления. Все это позволяет надеяться на расширение диапазона положительного эффекта ЭУТ с нынешних относительных скоростей полета л.а. ω=0.25÷0.3 до ω>0.4.The proposed ejector traction amplifier with a fairing according to the internal gas dynamics of the ejector system at all flight speeds of L. works like on earth, i.e. as noted above, at the most advantageous mode for enhancing traction, especially when the flow is directed parallel to the axis of the EHT (the input pulse of the ejected air is almost zero). Of course, with the increase in the flight speed of the aircraft, as in traditional EUT, the aerodynamic drag of the ejector system increases and, as noted above, the bottom pressure decreases slightly. The proposed EUT options are aimed at increasing bottom pressure and reducing aerodynamic drag. All this allows us to hope to expand the range of the positive effect of the EUT from the current relative flight speeds of L. ω = 0.25 ÷ 0.3 to ω> 0.4.
При использовании ЭУТ в воздушно-реактивных двигателях (ВРД) обтекателем может быть снабжен как ЭУТ, так и воздухозаборник ВРД, а также может быть единый обтекатель для всего двигателя.When using EUT in air-jet engines (WFD), a fairing and an air intake of the WFD can be equipped with a fairing, and there can also be a single fairing for the entire engine.
Кроме основной цели - увеличения силы тяги эжектора, обтекатель ЭУТ защищает от попадания в эжектор посторонних предметов и может быть использован как часть системы шумоглушения двигателя.In addition to the main goal - to increase the ejector traction force, the EUT fairing protects against the ingress of foreign objects into the ejector and can be used as part of the engine silencing system.
Claims (8)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2007108509/06A RU2344308C2 (en) | 2007-03-07 | 2007-03-07 | Method of motive power creation in ejector traction booster and ejector traction booster on its basis |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2007108509/06A RU2344308C2 (en) | 2007-03-07 | 2007-03-07 | Method of motive power creation in ejector traction booster and ejector traction booster on its basis |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2007108509A RU2007108509A (en) | 2008-09-20 |
| RU2344308C2 true RU2344308C2 (en) | 2009-01-20 |
Family
ID=39867461
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2007108509/06A RU2344308C2 (en) | 2007-03-07 | 2007-03-07 | Method of motive power creation in ejector traction booster and ejector traction booster on its basis |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2344308C2 (en) |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2812635A (en) * | 1952-03-11 | 1957-11-12 | Snecma | Pulse jet engines with a rearwardly opening air inlet |
| US2919542A (en) * | 1955-04-28 | 1960-01-05 | Snecma | Pulse-jet units or thermo-propulsive pulsatory discharge nozzles with reversed admission orifices |
| GB1081149A (en) * | 1964-10-05 | 1967-08-31 | Pulse Jet Corp | Pulse jet engine |
| US3462955A (en) * | 1967-06-29 | 1969-08-26 | Fairchild Hiller Corp | Pulse jet engine |
| US4033120A (en) * | 1975-08-21 | 1977-07-05 | Canadian Patents And Development Limited | Thrust augmenting fluid rectifier for a pulsed combustor |
| GB2180299A (en) * | 1985-06-20 | 1987-03-25 | Khalil Aldoss Taha | Pulsejet |
-
2007
- 2007-03-07 RU RU2007108509/06A patent/RU2344308C2/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2812635A (en) * | 1952-03-11 | 1957-11-12 | Snecma | Pulse jet engines with a rearwardly opening air inlet |
| US2919542A (en) * | 1955-04-28 | 1960-01-05 | Snecma | Pulse-jet units or thermo-propulsive pulsatory discharge nozzles with reversed admission orifices |
| GB1081149A (en) * | 1964-10-05 | 1967-08-31 | Pulse Jet Corp | Pulse jet engine |
| US3462955A (en) * | 1967-06-29 | 1969-08-26 | Fairchild Hiller Corp | Pulse jet engine |
| US4033120A (en) * | 1975-08-21 | 1977-07-05 | Canadian Patents And Development Limited | Thrust augmenting fluid rectifier for a pulsed combustor |
| GB2180299A (en) * | 1985-06-20 | 1987-03-25 | Khalil Aldoss Taha | Pulsejet |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2007108509A (en) | 2008-09-20 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| USRE43731E1 (en) | Integrated air inlet system for multi-propulsion aircraft engines | |
| CN113108654B (en) | Air water flushing combined cross-medium anti-ship anti-submarine missile | |
| US8256203B1 (en) | Rocket based combined cycle propulsion unit having external rocket thrusters | |
| US9249758B2 (en) | Propulsion assembly and method | |
| US6293091B1 (en) | Axisymmetrical annular plug propulsion system for integrated rocket/ramjet or rocket/scramjet | |
| Wing et al. | Fluidic thrust vectoring of an axisymmetric exhaust nozzle at static conditions | |
| US8186145B2 (en) | Rocket nozzles for unconventional vehicles | |
| RU2727829C2 (en) | Air intake stream limiter | |
| KR20110072801A (en) | Ultrasonic Air Suction Combined Cycle Engine Apparatus and Engine Mode thereof | |
| US7913485B2 (en) | Dual mode propulsion system | |
| RU2605869C2 (en) | Tail cone for rotary gas turbine engine with micro-jets | |
| RU2142058C1 (en) | Detonation combustion pulse-jet engine | |
| Khan et al. | An experimental study on the control of plug nozzle jets | |
| US20040084564A1 (en) | Low mass flow reaction jet | |
| RU2609539C1 (en) | Rocket vehicle, return stage of rocket vehicle and method of its launch upon return and system of helicopter pick-up of return stage | |
| RU2344308C2 (en) | Method of motive power creation in ejector traction booster and ejector traction booster on its basis | |
| CN105927421A (en) | Venturi jet engine | |
| US7849670B2 (en) | Propulsion system with integrated rocket accelerator | |
| RU2334116C1 (en) | Method of creation of vehicle propulsive force and propulsion device based thereon | |
| Shi et al. | Numerical study of a boundary layer bleedfor a rocket-based combined-cycle inlet in ejector mode | |
| US3374630A (en) | Marine propulsion system | |
| KR20190044110A (en) | The drag reduction device of the vehicle and the method thereof | |
| US7950235B1 (en) | Jet engine | |
| RU2333377C2 (en) | Method of creating motor vehicle driving force | |
| RU2522687C2 (en) | Method for creation of additional reactive jet and lowering wave impedance for movable, for instance launched, body in form of missile with predominantly ogival or sharp-pointed nose and missile-shaped body with predominantly ogival or sharp-pointed nose |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20140308 |