RU2727103C2 - Electric jet propulsion plant - Google Patents

Electric jet propulsion plant Download PDF

Info

Publication number
RU2727103C2
RU2727103C2 RU2018134660A RU2018134660A RU2727103C2 RU 2727103 C2 RU2727103 C2 RU 2727103C2 RU 2018134660 A RU2018134660 A RU 2018134660A RU 2018134660 A RU2018134660 A RU 2018134660A RU 2727103 C2 RU2727103 C2 RU 2727103C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
chamber
frequency
housing
injection device
electrodes
Prior art date
Application number
RU2018134660A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2018134660A3 (en
RU2018134660A (en
Inventor
Владимир Яковлевич Геча
Николай Иванович Сидняев
Валерий Валентинович Онуфриев
Original Assignee
Акционерное Общество "Научно-производственная корпорация "Космические системы мониторинга, информационно-управляющие и электромеханические комплексы" имени А.Г. Иосифьяна АО "Корпорация "ВНИИЭМ"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Акционерное Общество "Научно-производственная корпорация "Космические системы мониторинга, информационно-управляющие и электромеханические комплексы" имени А.Г. Иосифьяна АО "Корпорация "ВНИИЭМ" filed Critical Акционерное Общество "Научно-производственная корпорация "Космические системы мониторинга, информационно-управляющие и электромеханические комплексы" имени А.Г. Иосифьяна АО "Корпорация "ВНИИЭМ"
Priority to RU2018134660A priority Critical patent/RU2727103C2/en
Publication of RU2018134660A3 publication Critical patent/RU2018134660A3/ru
Publication of RU2018134660A publication Critical patent/RU2018134660A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2727103C2 publication Critical patent/RU2727103C2/en

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F03—MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS; WIND, SPRING, OR WEIGHT MOTORS; PRODUCING MECHANICAL POWER OR A REACTIVE PROPULSIVE THRUST, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • F03H—PRODUCING A REACTIVE PROPULSIVE THRUST, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • F03H1/00—Using plasma to produce a reactive propulsive thrust

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Plasma & Fusion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)

Abstract

FIELD: machine building.SUBSTANCE: invention relates to jet propulsion systems of space and low-orbital aircrafts with low power consumption. Electrically-driven propulsion unit contains a housing, a diffuser located in the front part of the housing, a heat chamber with high-frequency electrodes and a nozzle connected by a channel to a heating chamber, and it is equipped with a high-frequency winding in the form of a solenoid, which is connected to a high-frequency generator and is located around the specified heat chamber. Electrically-driven propulsion unit is equipped with a high-voltage high-frequency current source, at the inlet of the thermal chamber after the diffuser there are coaxially arranged electrodes made in the form of hollow cylinders, and each of them is connected to one of electric terminals of the high-voltage high-frequency current source. Fuel injection device is made in the form of two parts, the first of which is located directly behind the coaxial cylindrical electrodes, and the second part of the injection device is distributed along the remaining area of the heat chamber along the flow axis, wherein the solenoid is located outside the thermal chamber above its area, in which the second part of the injection device is located. Housing and heat chamber are made of dielectric, for example, aluminium oxide.EFFECT: using invention provides higher efficiency and specific impulse of electrically driven propulsion plant.1 cl, 1 dwg

Description

Изобретение относится к области реактивных двигательных установок космических и низкоорбитальных летательных аппаратов с низкой энерговооруженностью.The invention relates to the field of jet propulsion systems for space and low-orbit aircraft with low power-to-weight ratio.

Известна электроракетная двигательная установка [1, 2], содержащая следующие элементы: впускное устройство, компрессор и охладитель, дуговой нагреватель, МГД - ускоритель, топливный танк и трубопроводы, источник энергии, корпус-радиатор.Known electric rocket propulsion system [1, 2], containing the following elements: inlet device, compressor and cooler, arc heater, MHD - accelerator, fuel tank and pipelines, energy source, housing-radiator.

Наиболее близким к заявляемому устройству является прямоточная электрореактивная двигательная установка [3], включающая в себя: корпус, диффузор, расположенный в передней части корпуса, камеру нагрева с высокочастотными электродами и сопло, соединенное каналом с камерой нагрева, причем она снабжен высокочастотной обмоткой, которая подключена к высокочастотному генератору и расположена вокруг указанной камеры нагрева, а также анодом, катодом и катушкой в виде соленоида, предназначенной для создания в указанном канале асимметричного магнитного поля для дополнительного ускорения выходящего из сопла воздуха.The closest to the claimed device is a direct-flow electric propulsion system [3], which includes: a housing, a diffuser located in the front of the housing, a heating chamber with high-frequency electrodes and a nozzle connected by a channel to the heating chamber, and it is equipped with a high-frequency winding, which is connected to the high-frequency generator and is located around the specified heating chamber, as well as an anode, a cathode and a coil in the form of a solenoid, designed to create an asymmetric magnetic field in the specified channel to further accelerate the air leaving the nozzle.

Недостатком указанного устройства является низкий КПД двигательной установки и высокие энергозатраты на ионизацию, ускорение потока, создание асимметричного магнитного поля. Все указанные факторы при ограниченной мощности ЭРДУ отрицательно сказываются на величине удельного импульса электроракетной двигательной установки и приводят к снижению ее КПД.The disadvantage of this device is the low efficiency of the propulsion system and high energy consumption for ionization, flow acceleration, and the creation of an asymmetric magnetic field. All of these factors with a limited power of the EPP have a negative effect on the specific impulse of the electric propulsion system and lead to a decrease in its efficiency.

Техническим результатом изобретения является повышение КПД и удельного импульса электрореактивной двигательной установки.The technical result of the invention is to increase the efficiency and specific impulse of the electric propulsion system.

Указанная цель достигается тем, что в известной электрореактивной двигательной установке, содержащейThis goal is achieved by the fact that in the known electric propulsion system containing

корпус, диффузор, расположенный в передней части корпуса, камеру нагрева с высокочастотными электродами и сопло, соединенное каналом с камерой нагрева, причем она снабжен высокочастотной обмоткой в виде соленоида, которая подключена к высокочастотному генератору и расположена вокруг указанной камеры нагрева, дополнительноhousing, a diffuser located in the front of the housing, a heating chamber with high-frequency electrodes and a nozzle connected by a channel to the heating chamber, and it is equipped with a high-frequency coil in the form of a solenoid, which is connected to a high-frequency generator and is located around said heating chamber, additionally

электрореактивная двигательная установка снабжена высоковольтным высокочастотным источником тока, на входе в тепловой камере после диффузора дополнительно расположены коаксиально электроды, выполненные в виде полых цилиндров, и соединены каждый с одним из электрических выводов высоковольтного высокочастотного источника тока, при этом устройство впрыска горючего выполнено в виде двух частей, первая из которых расположена непосредственно за коаксиальными цилиндрическими электродами, а вторая часть устройства впрыска распределена вдоль оставшейся области тепловой камеры по оси потока, при этом соленоид располагается снаружи тепловой камеры над ее областью, в которой расположена вторая часть устройства впрыска, при этом корпус и тепловая камера выполнены из диэлектрика, например оксида алюминия.the electric propulsion system is equipped with a high-voltage high-frequency current source, at the entrance to the thermal chamber after the diffuser, electrodes made in the form of hollow cylinders are additionally located coaxially, and each is connected to one of the electrical terminals of the high-voltage high-frequency current source, while the fuel injection device is made in the form of two parts , the first of which is located directly behind the coaxial cylindrical electrodes, and the second part of the injection device is distributed along the remaining area of the thermal chamber along the flow axis, while the solenoid is located outside the thermal chamber above its area in which the second part of the injection device is located, while the housing and the thermal the chamber is made of a dielectric, such as aluminum oxide.

На фиг. 1 изображена схема электрореактивной двигательной установки.In FIG. 1 shows a diagram of an electric propulsion system.

Диэлектрический корпус 1 имеет диффузор - воздухозаборник 2, за которым в корпусе располагаются коаксиальные электроды 3, 4. За ними по оси двигателя располагается устройство впрыска горючего 5, 6. Далее по оси двигателя располагается диэлектрическая тепловая камера 7 имеющая переменное сечение ускорительного канала для разгона потока. Поверх корпуса в этой области тепловой камеры расположена соленоидальная обмотка 8, соединенная выводами с источником высокочастотного поля 9. Устройство впрыска горючего 5, 6 посредством трубопроводов 10 соединено с баком горючего 11. Коаксиальные электроды 4, 3 соединены с выводами высоковольтного высокочастотного источника 12.The dielectric housing 1 has a diffuser - an air intake 2, behind which in the housing there are coaxial electrodes 3, 4. Behind them, along the engine axis, there is a fuel injection device 5, 6. Next, along the engine axis, there is a dielectric heat chamber 7 having a variable section of the accelerating channel for accelerating the flow ... Above the body in this area of the heat chamber, there is a solenoidal winding 8 connected by leads to a source of a high-frequency field 9. The fuel injection device 5, 6 is connected by means of pipelines 10 to a fuel tank 11. Coaxial electrodes 4, 3 are connected to the leads of a high-voltage high-frequency source 12.

Устройство работает следующим образом.The device works as follows.

С целью снижения энергозатрат на ускорение потока сначала с помощью высоковольтного высокочастотного источника 12 и коаксиальных электродов 3, 4 происходит пробой и ионизация воздушного потока, поступающего в электрореактивный двигатель через диффузор 2. Так как на высотах 180-210 км равновесная (больцмановская) температура составляет 1300-1500 К, ионизация идет через возбужденное состояние с меньшими энергозатратами. Затем в ионизованный поток воздуха (окислителя) посредством первой части устройства впрыска 5 вводится горючее (водород, спирт, керосин, углеводороды, например, метан), которое сжигается в потоке окислителя с выделением энергии, вследствие чего температура продуктов сгорания увеличивается. Смесь продуктов сгорания поступает далее в тепловую камеру 7, где дополнительно разогревается от высокочастотного электромагнитного поля, формируемого катушкой 8, при этом в этой же области тепловой камеры располагается вторая часть устройства впрыска 6, через которое подается дополнительно горючее. Вследствие дополнительного разогрева потока рабочего тела в указанных камерах на участке теплоподвода происходит разгон потока до скорости звука, если канал цилиндрический, и до любой скорости, если канал переменного профиля (теория тепловых камер представлена в [4]). Если сделать канал тепловой камеры постоянного сечения или расширяющимся (например, по параболическому закону или логарифмическому), можно ускорять поток и без классического сопла Лаваля. Усиление эффекта ускорения потока также может быть получено при одновременном подводе тепла и топлива в тепловой камере вдоль ее оси по потоку (распределенная подача топлива и подвод тепла).In order to reduce energy consumption for accelerating the flow, first, with the help of a high-voltage high-frequency source 12 and coaxial electrodes 3, 4, a breakdown and ionization of the air flow entering the electric jet engine through diffuser 2 occurs. Since at altitudes of 180-210 km the equilibrium (Boltzmann) temperature is 1300 -1500 K, ionization goes through an excited state with less energy consumption. Then, fuel (hydrogen, alcohol, kerosene, hydrocarbons, such as methane) is introduced into the ionized air (oxidizer) stream through the first part of the injection device 5, which is burned in the oxidizer stream with the release of energy, as a result of which the temperature of the combustion products increases. The mixture of combustion products flows further into the thermal chamber 7, where it is additionally heated by the high-frequency electromagnetic field generated by the coil 8, while in the same area of the thermal chamber the second part of the injection device 6 is located, through which additional fuel is supplied. Due to additional heating of the working fluid flow in these chambers in the heat supply section, the flow accelerates to the speed of sound if the channel is cylindrical, and to any speed if the channel has a variable profile (the theory of heat chambers is presented in [4]). If the channel of the heat chamber is made of constant cross-section or expanding (for example, according to the parabolic law or logarithmic), it is possible to accelerate the flow without the classical Laval nozzle. Strengthening the effect of accelerating the flow can also be obtained with the simultaneous supply of heat and fuel in the heat chamber along its axis along the flow (distributed fuel supply and heat supply).

Оценивая процесс дополнительного разогрева потока в канале камеры, можно определить величины:Estimating the process of additional heating of the flow in the chamber channel, it is possible to determine the values:

- Q - количество тепла, подведенное к потоку;- Q is the amount of heat supplied to the flow;

- W- скорость потока рабочего тела;- W is the flow rate of the working fluid;

- p - давление потока по каналу;- p - flow pressure through the channel;

- ν - удельный объем камеры;- ν is the specific volume of the chamber;

- T - температура потока рабочего тела;- T is the temperature of the working fluid flow;

-

Figure 00000001
- удельное сечение камеры, где F - сечение камеры, G - расход рабочего тела.-
Figure 00000001
is the specific section of the chamber, where F is the section of the chamber, G is the flow rate of the working fluid.

Воспользуемся для оценок в приближении равновесного потока соотношениями равновесной термодинамики и газодинамики. Поведение потока рабочего тела в тепловой камере описывается следующими уравнениями:Let us use the relations of equilibrium thermodynamics and gas dynamics for estimates in the equilibrium flow approximation. The behavior of the working fluid flow in the heat chamber is described by the following equations:

состояния pν=RTstates pν = RT

где R - газовая постоянная (на 1 кг рабочего тела);where R is the gas constant (per 1 kg of the working fluid);

постоянства расхода

Figure 00000002
consistency of consumption
Figure 00000002

где γ - плотность потока рабочего тела;where γ is the flow density of the working fluid;

изменения импульса

Figure 00000003
momentum changes
Figure 00000003

где g - ускорение свободного падения;where g is the acceleration of gravity;

Figure 00000004
Figure 00000004

где k - показатель адиабаты (величина Q берется на 1 кг массы рабочего тела).where k is the adiabatic index (the value of Q is taken per 1 kg of the working body mass).

Перепишем систему уравнений в безразмерном виде для удобства расчета. Положим значения параметров потока в начале участка дополнительного подвода тепла следующими:Let's rewrite the system of equations in dimensionless form for the convenience of calculation. Let us set the values of the flow parameters at the beginning of the additional heat supply section as follows:

- W1 - скорость потока рабочего тела;- W 1 - flow rate of the working fluid;

- p1 - давление потока на входе в тепловой канал;- p 1 - flow pressure at the inlet to the heat channel;

- ν1 - удельный объем камеры;- ν 1 - specific volume of the chamber;

- T1 - температура потока рабочего тела;- T 1 - temperature of the flow of the working fluid;

-

Figure 00000005
- удельное сечение камеры.-
Figure 00000005
- specific section of the chamber.

Тогда:Then:

Figure 00000006
- безразмерная величина текущего сечения теплового канала,
Figure 00000006
is the dimensionless value of the current section of the thermal channel,

Figure 00000007
- безразмерное давление по длине теплового канала,
Figure 00000007
- dimensionless pressure along the length of the heat channel,

Figure 00000008
- безразмерная температура по длине теплового канала,
Figure 00000008
- dimensionless temperature along the length of the heat channel,

Figure 00000009
- безразмерная скорость по длине теплового канала,
Figure 00000009
- dimensionless velocity along the length of the heat channel,

Figure 00000010
- безразмерный объем по длине теплового канала.
Figure 00000010
- dimensionless volume along the length of the heat channel.

Величину безразмерного тепла, подводимого по длине, можно определить аналогично данным:The value of the dimensionless heat supplied along the length can be determined similarly to the data:

Figure 00000011
Figure 00000011

В результате система уравнений преобразуется к виду:As a result, the system of equations is converted to the form:

Figure 00000012
- уравнение состояния,
Figure 00000012
- equation of state,

Figure 00000013
- уравнение расхода в тепловом канале,
Figure 00000013
- the equation of the flow rate in the heat channel,

Figure 00000014
- уравнение изменения импульса,
Figure 00000014
- the equation of impulse change,

Figure 00000015
- уравнение баланса энергии.
Figure 00000015
- energy balance equation.

Figure 00000016
- число Маха, a - скорость звука в данном сечении канала.
Figure 00000016
is the Mach number, a is the speed of sound in a given section of the channel.

Если проинтегрировать последнее уравнение энергии, то получим выражение:If we integrate the last energy equation, we get the expression:

Figure 00000017
Figure 00000017

Figure 00000018
- температура торможения потока рабочего тела в начале участка дополнительного теплоподвода.
Figure 00000018
- the temperature of deceleration of the flow of the working fluid at the beginning of the section of the additional heat supply.

Связь между энергоподводом и скоростью потока в тепловой камере:The relationship between the energy supply and the flow rate in the heat chamber:

Figure 00000019
Figure 00000019

Температура торможения потока в начале участка теплоподвода

Figure 00000020
определяется из соотношения:Flow stagnation temperature at the beginning of the heat supply section
Figure 00000020
is determined from the ratio:

Figure 00000021
Figure 00000021

Кинетическая энергия потока и внутренняя позволят получить значение температуры торможения потока Tтормож.The kinetic energy of the flow will receive the internal and deceleration value of the flow temperature T decel.

Скорость истечения из ЭРД определяется аналогично ЖРД с тепловой камерой как (формула приведена в системе СИ):The outflow rate from the ERE is determined similarly to the LRE with a heat chamber as (the formula is given in SI system):

Figure 00000022
Figure 00000022

где μрт - молярная масса рабочего тела, π - степень расширения сопла, Rунив - универсальная газовая постоянная.where μ rt is the molar mass of the working fluid, π is the expansion ratio of the nozzle, R univ is the universal gas constant.

Используя связь количества энергии и времени пребывания потока в тепловом канале, в предположении, что доля энергии α от подведенного тепла Qподв идет на создание дополнительной кинетической и внутренней энергии потока, то, можно положить:Using the relationship between the amount of energy and the residence time of the flow in the heat channel, under the assumption that the share of energy α from the supplied heat Q sub goes to create additional kinetic and internal energy of the flow, then, we can put:

Figure 00000023
Figure 00000023

где τ - время пребывания потока в тепловой камере. В результате получим выражение для скорости истечения:where τ is the residence time of the flow in the heat chamber. As a result, we get an expression for the flow rate:

Figure 00000024
Figure 00000024

где αNэл=Nразряда - электрическая мощность, поглощенная разрядом в ЭРД.where αN el = N discharge is the electrical power absorbed by the discharge in the ERE.

Если принять численные значения μрт=28, Nразряда=300 Вт, степень расширения канала тепловой камеры - π=5 (диаметр увеличивается в 2,23 раза), k=1,2, G=10-6 кг/с, то при Tтормож.=4600 К получим величину скорости истечения - W ист =8530 м/с. То есть, дополнительный подвод тепла разгоняет поток до 8,5 км/с.If we take the numerical values μ rt = 28, N discharge = 300 W, the expansion ratio of the heat chamber channel is π = 5 (the diameter increases 2.23 times), k = 1.2, G = 10 -6 kg / s, then at T braking. = 4600 K, we obtain the value of the outflow velocity - W source = 8530 m / s. That is, the additional heat input accelerates the flow up to 8.5 km / s.

ЛитератураLiterature

1. Propellant Harvesting of Atmospheric Resources in Orbit / С. Jones, S. Kelley, D. Masse, A. Shah, C. Spells-Winski // NATIONAL INSTITUTE OF AEROSPACE GEORGIA INSTITUTE OF TECHNOLOGY.- 15 P.1. Propellant Harvesting of Atmospheric Resources in Orbit / S. Jones, S. Kelley, D. Masse, A. Shah, C. Spells-Winski // NATIONAL INSTITUTE OF AEROSPACE GEORGIA INSTITUTE OF TECHNOLOGY. - 15 P.

2. Nishiyama, K., / Air Breathing Ion Engine Concept," 54th International Astronautical Congress, Sept.-Oct. 2003, IAC-03-S4-02.2. Nishiyama, K., / Air Breathing Ion Engine Concept, "54th International Astronautical Congress, Sept.-Oct. 2003, IAC-03-S4-02.

3. Кириллов Л.И., Патент РФ №2122651, «ПРЯМОТОЧНЫЙ ВОЗДУШНО-ЭЛЕКТРИЧЕСКИЙ РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ», от 27.05.2006, БИ: 15/2006.3. Kirillov LI, RF Patent №2122651, "DIRECT-FLOW AIR-ELECTRIC JET ENGINE", dated 27.05.2006, BI: 15/2006.

4. Квасников А.В. Теория жидкостных ракетных двигателей. - Л.: Судпромгиз.- 1959.- 542 с.4. Kvasnikov A.V. The theory of liquid propellant rocket engines. - L .: Sudpromgiz. - 1959. - 542 p.

Claims (1)

Электрореактивная двигательная установка, содержащая корпус, диффузор, расположенный в передней части корпуса, тепловую камеру с высокочастотными электродами и сопло, соединенное каналом с камерой нагрева, причем она снабжена высокочастотной обмоткой в виде соленоида, которая подключена к высокочастотному генератору и расположена вокруг указанной тепловой камеры, отличающаяся тем, что электрореактивная двигательная установка снабжена высоковольтным высокочастотным источником тока, на входе в тепловой камере после диффузора дополнительно расположены коаксиально электроды, выполненные в виде полых цилиндров, и соединены, каждый, с одним из электрических выводов высоковольтного высокочастотного источника тока, при этом устройство впрыска горючего выполнено в виде двух частей, первая из которых расположена непосредственно за коаксиальными цилиндрическими электродами, а вторая часть устройства впрыска распределена вдоль оставшейся области тепловой камеры по оси потока, при этом соленоид располагается снаружи тепловой камеры над ее областью, в которой расположена вторая часть устройства впрыска, при этом корпус и тепловая камера выполнены из диэлектрика, например оксида алюминия.An electroreactive propulsion system comprising a housing, a diffuser located in the front of the housing, a thermal chamber with high-frequency electrodes and a nozzle connected by a channel to the heating chamber, and it is equipped with a high-frequency coil in the form of a solenoid, which is connected to a high-frequency generator and is located around said thermal chamber, characterized in that the electric propulsion system is equipped with a high-voltage high-frequency current source, at the entrance to the thermal chamber after the diffuser, electrodes made in the form of hollow cylinders are additionally located coaxially, and each is connected to one of the electrical terminals of the high-voltage high-frequency current source, while the injection device the fuel is made in the form of two parts, the first of which is located directly behind the coaxial cylindrical electrodes, and the second part of the injection device is distributed along the remaining area of the heat chamber along the flow axis, while the solenoid races rests on the outside of the thermal chamber over its region, in which the second part of the injection device is located, while the housing and the thermal chamber are made of a dielectric, for example, aluminum oxide.
RU2018134660A 2018-10-02 2018-10-02 Electric jet propulsion plant RU2727103C2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018134660A RU2727103C2 (en) 2018-10-02 2018-10-02 Electric jet propulsion plant

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018134660A RU2727103C2 (en) 2018-10-02 2018-10-02 Electric jet propulsion plant

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2018134660A3 RU2018134660A3 (en) 2020-04-02
RU2018134660A RU2018134660A (en) 2020-04-02
RU2727103C2 true RU2727103C2 (en) 2020-07-20

Family

ID=70155453

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2018134660A RU2727103C2 (en) 2018-10-02 2018-10-02 Electric jet propulsion plant

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2727103C2 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2818410C1 (en) * 2023-07-31 2024-05-02 Общество с ограниченной ответственностью научно-производственное предприятие "ИнтерПолярис" (ООО НПП "ИнтерПолярис") Electrojet propulsion system

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN119212145B (en) * 2024-10-22 2025-10-03 中国航天空气动力技术研究院 A hybrid ultra-high enthalpy arc heater

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2122651C1 (en) * 1997-01-06 1998-11-27 Кириллов Леонид Иванович Ramjet-electric engine
WO2008100642A2 (en) * 2007-02-16 2008-08-21 Ad Astra Rocket Company Improved plasma source
RU2618636C2 (en) * 2015-09-22 2017-05-05 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Юго-Западный государственный университет" (ЮЗГУ) Electrical rocket engine
RU2635951C1 (en) * 2016-04-25 2017-11-17 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Сибирский государственный университет науки и технологий имени академика М.Ф. Решетнева" (СибГУ им. М.Ф. Решетнева) Method for creating electric propulsion thrust

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2122651C1 (en) * 1997-01-06 1998-11-27 Кириллов Леонид Иванович Ramjet-electric engine
WO2008100642A2 (en) * 2007-02-16 2008-08-21 Ad Astra Rocket Company Improved plasma source
RU2618636C2 (en) * 2015-09-22 2017-05-05 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Юго-Западный государственный университет" (ЮЗГУ) Electrical rocket engine
RU2635951C1 (en) * 2016-04-25 2017-11-17 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Сибирский государственный университет науки и технологий имени академика М.Ф. Решетнева" (СибГУ им. М.Ф. Решетнева) Method for creating electric propulsion thrust

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2818410C1 (en) * 2023-07-31 2024-05-02 Общество с ограниченной ответственностью научно-производственное предприятие "ИнтерПолярис" (ООО НПП "ИнтерПолярис") Electrojet propulsion system
RU2834336C1 (en) * 2023-12-01 2025-02-05 Акционерное общество "Научно-производственная корпорация "Космические системы мониторинга, информационно-управляющие и электромеханические комплексы" имени А.Г. Иосифьяна" АО "Корпорация "ВНИИЭМ" Spacecraft air intake device with direct-flow electric rocket propulsion system

Also Published As

Publication number Publication date
RU2018134660A3 (en) 2020-04-02
RU2018134660A (en) 2020-04-02

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US10047732B2 (en) Electrothermal device for a propulsion system, especially for a turbojet, propulsion system comprising such an electrothermal device, and associated method
US2610464A (en) Jet engine having fuel pumps driven by air turbine in thrust augmenting air duct
RU2673123C2 (en) Method and device for inerting a fuel tank
EP1009927A1 (en) Ejector ramjet engine
RU2561757C1 (en) Three-component air-jet engine
Bityurin et al. On a perspective of MHD technology in aerospace applications
US20050034464A1 (en) Jet aircraft electrical energy production system
RU2727103C2 (en) Electric jet propulsion plant
Komornik et al. Study of a hybrid gas generator for a ducted rocket
Semenov et al. Weakly ionized plasmas in aerospace applications
RU2691702C2 (en) Hypersonic ramjet engine
US3382679A (en) Jet engine with vaporized liquid feedback
Van Wie et al. Plasma aerodynamic flow control for hypersonic inlets
RU2418969C2 (en) Turbojet engine
Imoto et al. Enhancement of aerodynamic heating reduction in high enthalpy flows with opposing jet
Kabeel et al. The infrared suppression and cooling by utilizing ejectors
CN111396276B (en) Supersonic electric heating type stamping aerospace engine
RU2645373C1 (en) Turbo-jet engine and control method thereof
RU2674292C1 (en) Hypersonic turbojet engine
RU2647919C1 (en) Ramjet engine
Tretyakov The problems of combustion at supersonic flow
RU154901U1 (en) HYPERSONIC RANGE AIR REACTIVE ENGINE
GOURDINE Recent advances in magnetohydro-dynamic propulsion
RU2447311C2 (en) Operation mode and design of jet propulsion motor (versions)
CN104963788A (en) Hybrid engine applicable for aviation, spaceflight and navigation