[go: up one dir, main page]

RU92015433A - ROCKET AND TURBINE ENGINE OF COMBINED TYPE - Google Patents

ROCKET AND TURBINE ENGINE OF COMBINED TYPE

Info

Publication number
RU92015433A
RU92015433A RU92015433/06A RU92015433A RU92015433A RU 92015433 A RU92015433 A RU 92015433A RU 92015433/06 A RU92015433/06 A RU 92015433/06A RU 92015433 A RU92015433 A RU 92015433A RU 92015433 A RU92015433 A RU 92015433A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
engine
rocket
turbine engine
combined type
turbine
Prior art date
Application number
RU92015433/06A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2106511C1 (en
Inventor
В.А. Поршнев
Н.В. Федорец
Original Assignee
Комбинированное предприятие "Саратовский авиационный завод"
Filing date
Publication date
Application filed by Комбинированное предприятие "Саратовский авиационный завод" filed Critical Комбинированное предприятие "Саратовский авиационный завод"
Priority to RU92015433A priority Critical patent/RU2106511C1/en
Priority claimed from RU92015433A external-priority patent/RU2106511C1/en
Publication of RU92015433A publication Critical patent/RU92015433A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2106511C1 publication Critical patent/RU2106511C1/en

Links

Claims (1)

Предназначен для использования в ракетно-турбинных двигателях для летательных аппаратов различного назначения. Сущность решения в том, что в состав двигателя входят турбореактивный двигатель и жидкостной ракетный двигатель. Двигатель имеет внешний кожух, прикрепленный к корпусу пилонами, внутри которых размещены элементы топливной аппаратуры, и подвижной кожух. Во входном и выходном сечениях установлены регулирующие створки, образующие совместно с подвижным кожухом и корпусом двухрежимный прямоточный воздушно-реактивный двигатель. Двигатель имеет также двойное концентрическое сопло, общий турбонасосный агрегат, блоки топливной автоматики, редуктор, газогенератор, блок пусковых клапанов, выдвижной конус, осевой компрессор и турбину.Designed for use in rocket-turbine engines for aircraft for various purposes. The essence of the solution is that the engine includes a turbojet engine and a liquid rocket engine. The engine has an outer casing attached to the body by pylons, inside of which elements of the fuel equipment are placed, and a movable casing. Regulatory flaps are installed in the inlet and outlet sections, which together with the movable casing and the housing form a dual-mode ramjet engine. The engine also has a double concentric nozzle, a common turbopump assembly, fuel automation units, a gearbox, a gas generator, a block of starting valves, a sliding cone, an axial compressor and a turbine.
RU92015433A 1992-12-30 1992-12-30 Hybrid rocket turbine engine RU2106511C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU92015433A RU2106511C1 (en) 1992-12-30 1992-12-30 Hybrid rocket turbine engine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU92015433A RU2106511C1 (en) 1992-12-30 1992-12-30 Hybrid rocket turbine engine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU92015433A true RU92015433A (en) 1995-01-27
RU2106511C1 RU2106511C1 (en) 1998-03-10

Family

ID=20134776

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU92015433A RU2106511C1 (en) 1992-12-30 1992-12-30 Hybrid rocket turbine engine

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2106511C1 (en)

Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
AUPQ776300A0 (en) * 2000-05-25 2000-08-10 Metal Storm Limited Missile control
RU2391529C2 (en) * 2008-02-04 2010-06-10 Николай Евгеньевич Староверов Staroverov high-energy engine (versions)
RU2382227C1 (en) * 2008-12-17 2010-02-20 Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Воронежский государственный технический университет" Liquid propellant rocket engine
RU2382225C1 (en) * 2008-12-17 2010-02-20 Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Воронежский государственный технический университет" Liquid propellant rocket engine
RU2382226C1 (en) * 2008-12-17 2010-02-20 Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Воронежский государственный технический университет" Liquid propellant rocket engine
FR3001260B1 (en) * 2013-01-18 2017-04-21 Astrium Sas DEVICE FOR STARTING A FIRED MOTOR TURBOPOMP
GB2519152B (en) * 2013-10-11 2016-09-07 Reaction Engines Ltd Engine
RU2742515C1 (en) * 2019-12-29 2021-02-08 Андрей Владимирович Иванов Compound propulsion system of reusable first stage launcher
CN119508073B (en) * 2024-11-25 2025-09-30 西北工业大学 Common turbine fuel supply system with clutch for fuel precooling ATR

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US4467610A (en) Gas turbine fuel system
US10641169B2 (en) Hybrid combustor assembly and method of operation
US11674476B2 (en) Multiple chamber rotating detonation combustor
US3775974A (en) Gas turbine engine
US3775975A (en) Fuel distribution system
RU92006859A (en) JET ENGINE
JPS6424126A (en) Combustor with intensified turbine nozzle cooling
RU92015433A (en) ROCKET AND TURBINE ENGINE OF COMBINED TYPE
GB1182687A (en) Improvements in or relating to Multiflow Jet Propulsion Engines
GB904142A (en) Improvements in or relating to gas-turbine engines
GB955768A (en) Improvements in combined turbojet-ramjet units
GB812201A (en) Improvements in combustion equipment for continuous-flow internal combustion engines
GB1534625A (en) Gas turbine jet propulsion units for supersonic aircraft
GB1410091A (en) Combustion chamber for a turbine-compressor unit associated with an internal combustion engine
FR2637019A1 (en) COMBINED PROPELLER STRUCTURE COMPATIBLE WITH TWO TYPES OF OPERATION
GB1503425A (en) Gas turbine ducted fan jet engines for supersonic flight
CA1170844A (en) Gas turbine fuel system
US3210928A (en) Fuel cooled combustor assembly
GB1605252A (en) Gas turbine engines
RU2116489C1 (en) Engine-propulsor for flying vehicle
WO1998051912A1 (en) Contained gas-turbine engine
AU737136B2 (en) Contained gas-turbine engine
ALESI On high turbine entry temperatures in turbojets and gas turbines(High turbine entry temperature effects on gas turbine engine specific power and fuel consumption, noting thrust/weight ratio increase in turbojet and turbofan engines)
Trexler et al. Design and performance at a local Mach number of 6 of an inlet for an integrated Scramjet concept(wind tunnel models- aircraft design)
LOWY Engine design- Aggie style((gas turbine propulsion course))