RU2003136814A - Импульсная детонационная система для газотурбинного двигателя и гахотурбинный двигатель с такой системой - Google Patents
Импульсная детонационная система для газотурбинного двигателя и гахотурбинный двигатель с такой системой Download PDFInfo
- Publication number
- RU2003136814A RU2003136814A RU2003136814/06A RU2003136814A RU2003136814A RU 2003136814 A RU2003136814 A RU 2003136814A RU 2003136814/06 A RU2003136814/06 A RU 2003136814/06A RU 2003136814 A RU2003136814 A RU 2003136814A RU 2003136814 A RU2003136814 A RU 2003136814A
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- pulse detonation
- engine
- detonation system
- gas turbine
- turbine engine
- Prior art date
Links
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
- F02K3/08—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan with supplementary heating of the working fluid; Control thereof
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
- F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
- F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
- F02K3/075—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type controlling flow ratio between flows
-
- 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
- F02K7/02—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 the jet being intermittent, i.e. pulse-jet
- F02K7/06—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 the jet being intermittent, i.e. pulse-jet with combustion chambers having valves
-
- 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
- F02K7/02—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 the jet being intermittent, i.e. pulse-jet
- F02K7/075—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 the jet being intermittent, i.e. pulse-jet with multiple pulse-jet engines
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Fluidized-Bed Combustion And Resonant Combustion (AREA)
- Separation By Low-Temperature Treatments (AREA)
- Control Of Turbines (AREA)
Claims (10)
1. Импульсная детонационная система (12) для газотурбинного двигателя (10), включающего двигатель (30) внутреннего контура, причем упомянутая импульсная детонационная система расположена по потоку после двигателя внутреннего контура и имеет конфигурацию, обеспечивающую рост температуры и рост давления внутри газотурбинного двигателя и увеличение тяги двигателя, при этом упомянутая импульсная детонационная система содержит форсажную камеру (60) импульсной детонации, работающую в многостадийном режиме, содержащую преддетонационную камеру (48), эксплуатация которой предусматривает, по меньшей мере, первую рабочую стадию, на которой топливно-воздушная смесь, количество которой меньше стехиометрического, подается в упомянутую преддетонационную камеру.
2. Импульсная детонационная система (12) по п.1, отличающаяся тем, что упомянутая форсажная камера (60) также выполнена с возможностью эксплуатации, предусматривающей, по меньшей мере, вторую рабочую стадию, во время которой стехиометрическая топливно-воздушная смесь подается в упомянутую форсажную камеру.
3. Импульсная детонационная система (12) по п.1, отличающаяся тем, что упомянутая форсажная камера (60) облегчает создание модулированной тяги из газотурбинного двигателя (10).
4. Импульсная детонационная система (12) по п.1, отличающаяся тем, что газотурбинный двигатель (10) включает в себя осевую часть (50), проходящую в направлении к носу воздушного судна от двигателя (30) внутреннего контура, причем упомянутая форсажная камера (60) импульсной детонации дополнительно содержит кольцевую камеру (64) сгорания, проходящую по окружности вокруг осевой части двигателя.
5. Импульсная детонационная система (12) по п.4, отличающаяся тем, что упомянутая кольцевая камера (64) сгорания расположена радиально снаружи от осевой части (50) двигателя и содержит осевые желоба (74).
6. Импульсная детонационная система (12) по п.4, отличающаяся тем, что упомянутая кольцевая камера (64) сгорания содержит первые осевые желоба (76) и вторые осевые желоба (78), причем упомянутые первые осевые желоба сообщаются по потоку с потоком текучей среды, выходящим из двигателя (30) основного контура, а упомянутые вторые осевые желоба сообщаются по потоку с потоком текучей среды, обходящим двигатель основного контура.
7. Импульсная детонационная система (12) по п.6, отличающаяся тем, что каждый упомянутый первый осевой желоб (76) находится между парой расположенных рядом по окружности вторых осевых желобов (78).
8. Импульсная детонационная система (12) по п.5, отличающаяся тем, что упомянутая форсажная камера (60) импульсной детонации дополнительно содержит распылительные топливные форсунки (220) для подачи топлива после двигателя (30) основного контура.
9. Газотурбинный двигатель (10), содержащий всасывающую часть, выхлопную часть, которая расположена соосно с всасывающей частью, и импульсную детонационную систему (12), расположенную между упомянутыми всасывающей и выхлопной частями, отличающийся тем, что упомянутая импульсная детонационная система имеет конфигурацию, обеспечивающую рост температуры и рост давления внутри газотурбинного двигателя и увеличение тяги двигателя, при этом упомянутая импульсная детонационная система содержит форсажную камеру (60) импульсной детонации, работающую в многостадийном режиме, содержащую преддетонационную камеру (48), эксплуатация которой предусматривает, по меньшей мере, первую рабочую стадию, на которой топливно-воздушная смесь, количество которой меньше стехиометрического, подается в упомянутую форсажную камеру.
10. Газотурбинный двигатель (10) по п.9, отличающийся тем, что дополнительно содержит двигатель (30) основного контура, конфигурация которого обеспечивает питание упомянутого газотурбинного двигателя, и внешний контур (44) для направления потока вокруг упомянутого двигателя основного контура, при этом упомянутая импульсная детонационная система (12) расположена по потоку после упомянутого двигателя внутреннего контура, так что упомянутая импульсная детонационная система (12) сообщается по потоку с упомянутым внешним контуром и упомянутым двигателем внутреннего контура.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US10/326,343 | 2002-12-20 | ||
US10/326,343 US6883302B2 (en) | 2002-12-20 | 2002-12-20 | Methods and apparatus for generating gas turbine engine thrust with a pulse detonation thrust augmenter |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2003136814A true RU2003136814A (ru) | 2005-05-20 |
RU2331784C2 RU2331784C2 (ru) | 2008-08-20 |
Family
ID=32393120
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2003136814/06A RU2331784C2 (ru) | 2002-12-20 | 2003-12-19 | Импульсная детонационная система для газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель с такой системой |
Country Status (8)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US6883302B2 (ru) |
EP (1) | EP1431563B1 (ru) |
JP (1) | JP4471644B2 (ru) |
AT (1) | ATE302901T1 (ru) |
CA (1) | CA2452972C (ru) |
DE (1) | DE60301381T2 (ru) |
ES (1) | ES2247494T3 (ru) |
RU (1) | RU2331784C2 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2452865C2 (ru) * | 2006-09-20 | 2012-06-10 | Снекма | Канал вентилятора для газотурбинного двигателя |
Families Citing this family (31)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6983586B2 (en) * | 2003-12-08 | 2006-01-10 | General Electric Company | Two-stage pulse detonation system |
US7140174B2 (en) * | 2004-09-30 | 2006-11-28 | General Electric Company | Methods and apparatus for assembling a gas turbine engine |
US7188467B2 (en) * | 2004-09-30 | 2007-03-13 | General Electric Company | Methods and apparatus for assembling a gas turbine engine |
US7818956B2 (en) * | 2005-05-13 | 2010-10-26 | General Electric Company | Pulse detonation assembly and hybrid engine |
US7591129B2 (en) * | 2005-12-29 | 2009-09-22 | Kenneth Erwin Worrell | Rotary piston engine |
US7634904B2 (en) * | 2006-01-09 | 2009-12-22 | General Electric Company | Methods and apparatus to facilitate generating power from a turbine engine |
EP1989486A1 (de) * | 2006-02-28 | 2008-11-12 | Siemens Aktiengesellschaft | Gasturbinenbrenner und verfahren zum betreiben eines gasturbinenbrenners |
US7552796B2 (en) * | 2006-04-27 | 2009-06-30 | United Technologies Corporation | Turbine engine tailcone resonator |
US7950219B2 (en) * | 2006-10-31 | 2011-05-31 | General Electric Company | Dual mode combustion operation of a pulse detonation combustor in a hybrid engine |
US7748211B2 (en) * | 2006-12-19 | 2010-07-06 | United Technologies Corporation | Vapor cooling of detonation engines |
US8266889B2 (en) * | 2008-08-25 | 2012-09-18 | General Electric Company | Gas turbine engine fan bleed heat exchanger system |
US20100077726A1 (en) * | 2008-09-30 | 2010-04-01 | General Electric Company | Plenum air preheat for cold startup of liquid-fueled pulse detonation engines |
US8377232B2 (en) * | 2009-05-04 | 2013-02-19 | General Electric Company | On-line cleaning of turbine hot gas path deposits via pressure pulsations |
US8429893B2 (en) * | 2009-08-11 | 2013-04-30 | Northrop Grumman Corporation | Airflow modulation for dual mode combined cycle propulsion systems |
JP5604075B2 (ja) * | 2009-10-09 | 2014-10-08 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | 液体燃料式パルスデトネーションエンジンの低温始動のためのプレナム空気予熱 |
US8973365B2 (en) * | 2010-10-29 | 2015-03-10 | Solar Turbines Incorporated | Gas turbine combustor with mounting for Helmholtz resonators |
RU2489595C1 (ru) * | 2011-11-24 | 2013-08-10 | Александр Юрьевич Соколов | Тяговый модуль постоянного детонационного горения паровоздушной топливной смеси |
WO2014116243A1 (en) * | 2013-01-28 | 2014-07-31 | United Technologies Corporation | Reverse core gas turbine engine with high temperature third steam |
RU2573438C1 (ru) * | 2014-08-07 | 2016-01-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" | Способ форсирования авиационных двигателей |
US10927793B2 (en) * | 2015-04-03 | 2021-02-23 | Marco GABALDO | Engine for hypersonic aircrafts with supersonic combustor |
RU2613755C1 (ru) * | 2015-09-23 | 2017-03-21 | Федеральное Государственное Унитарное Предприятие Тушинское Машиностроительное Конструкторское Бюро "Союз" | Турбопрямоточный воздушно-реактивный двигатель |
US10221763B2 (en) | 2016-12-23 | 2019-03-05 | General Electric Company | Combustor for rotating detonation engine and method of operating same |
RU2674172C1 (ru) * | 2017-07-11 | 2018-12-05 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Турбореактивный двигатель и способ его работы |
US10823126B2 (en) | 2018-08-31 | 2020-11-03 | General Electric Company | Combustion-powered flow control actuator with external fuel injector |
US11236908B2 (en) | 2018-10-24 | 2022-02-01 | General Electric Company | Fuel staging for rotating detonation combustor |
US11371711B2 (en) | 2018-11-28 | 2022-06-28 | General Electric Company | Rotating detonation combustor with offset inlet |
US11105511B2 (en) | 2018-12-14 | 2021-08-31 | General Electric Company | Rotating detonation propulsion system |
RU2724559C1 (ru) * | 2019-09-19 | 2020-06-23 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение ("ПАО "ОДК-УМПО") | Турбореактивный авиационный двигатель |
US11572840B2 (en) | 2019-12-03 | 2023-02-07 | General Electric Company | Multi-mode combustion control for a rotating detonation combustion system |
RU2752817C1 (ru) * | 2020-12-16 | 2021-08-06 | Общество с ограниченной ответственностью «Васп Эйркрафт» | Пульсирующий детонационный реактивный двигатель |
WO2023275630A1 (en) | 2021-06-28 | 2023-01-05 | King Abdullah University Of Science And Technology | Pulsed detonation device for internal combustion engine and method |
Family Cites Families (20)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2635420A (en) * | 1947-05-14 | 1953-04-21 | Shell Dev | Jet propulsion engine with auxiliary pulse jet engine |
US2705396A (en) * | 1953-02-18 | 1955-04-05 | Arthur L Boyce | Multiple pulse jet engine |
FR1155971A (fr) * | 1956-07-11 | 1958-05-12 | Snecma | Perfectionnement aux propulseurs à réaction à plusieurs flux |
US3824787A (en) * | 1970-07-16 | 1974-07-23 | A Etessam | Intermittent combustion device with a pair of coextensive and coaxial mutually inductive chambers |
US3726091A (en) * | 1971-02-16 | 1973-04-10 | Rohr Corp | Sound suppressing apparatus |
US3916621A (en) * | 1972-08-18 | 1975-11-04 | Cosmo Carleton Amenta | Pulse-jet engine with variable volume combustion chamber |
US4312185A (en) * | 1980-02-19 | 1982-01-26 | General Electric Company | Low profile fuel injection system |
AU7351887A (en) | 1986-05-14 | 1987-12-01 | Daniel Buchser | Ram jet engine |
FR2648517B1 (fr) * | 1989-06-14 | 1994-04-01 | Snecma | Propulseur combine turbofusee statoreacteur a rechauffe et son procede de fonctionnement |
US5076053A (en) * | 1989-08-10 | 1991-12-31 | United Technologies Corporation | Mechanism for accelerating heat release of combusting flows |
US5694768A (en) | 1990-02-23 | 1997-12-09 | General Electric Company | Variable cycle turbofan-ramjet engine |
US6003301A (en) * | 1993-04-14 | 1999-12-21 | Adroit Systems, Inc. | Exhaust nozzle for multi-tube detonative engines |
US5873240A (en) | 1993-04-14 | 1999-02-23 | Adroit Systems, Inc. | Pulsed detonation rocket engine |
US5345758A (en) | 1993-04-14 | 1994-09-13 | Adroit Systems, Inc. | Rotary valve multiple combustor pulse detonation engine |
US5937635A (en) * | 1996-11-27 | 1999-08-17 | Lockheed Martin Corporation | Pulse detonation igniter for pulse detonation chambers |
US6668542B2 (en) * | 1999-10-27 | 2003-12-30 | Allison Advanced Development Company | Pulse detonation bypass engine propulsion pod |
US6666018B2 (en) * | 2000-03-31 | 2003-12-23 | General Electric Company | Combined cycle pulse detonation turbine engine |
US6442930B1 (en) * | 2000-03-31 | 2002-09-03 | General Electric Company | Combined cycle pulse detonation turbine engine |
US6477829B1 (en) * | 2000-05-09 | 2002-11-12 | Lockheed Martin Corporation | Combined cycle pulse combustion/gas turbine engine |
US6637187B2 (en) * | 2000-09-08 | 2003-10-28 | Techland Research, Inc. | Rotary inlet flow controller for pulse detonation combustion engines |
-
2002
- 2002-12-20 US US10/326,343 patent/US6883302B2/en not_active Expired - Lifetime
-
2003
- 2003-12-11 CA CA2452972A patent/CA2452972C/en not_active Expired - Fee Related
- 2003-12-16 EP EP03257930A patent/EP1431563B1/en not_active Expired - Lifetime
- 2003-12-16 AT AT03257930T patent/ATE302901T1/de not_active IP Right Cessation
- 2003-12-16 ES ES03257930T patent/ES2247494T3/es not_active Expired - Lifetime
- 2003-12-16 DE DE60301381T patent/DE60301381T2/de not_active Expired - Lifetime
- 2003-12-19 JP JP2003421876A patent/JP4471644B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2003-12-19 RU RU2003136814/06A patent/RU2331784C2/ru not_active IP Right Cessation
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2452865C2 (ru) * | 2006-09-20 | 2012-06-10 | Снекма | Канал вентилятора для газотурбинного двигателя |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
US20040118104A1 (en) | 2004-06-24 |
CA2452972C (en) | 2010-01-26 |
RU2331784C2 (ru) | 2008-08-20 |
DE60301381T2 (de) | 2006-06-08 |
EP1431563A1 (en) | 2004-06-23 |
ES2247494T3 (es) | 2006-03-01 |
DE60301381D1 (de) | 2005-09-29 |
ATE302901T1 (de) | 2005-09-15 |
US6883302B2 (en) | 2005-04-26 |
JP2004204846A (ja) | 2004-07-22 |
EP1431563B1 (en) | 2005-08-24 |
JP4471644B2 (ja) | 2010-06-02 |
CA2452972A1 (en) | 2004-06-20 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2003136814A (ru) | Импульсная детонационная система для газотурбинного двигателя и гахотурбинный двигатель с такой системой | |
US5361578A (en) | Gas turbine dual fuel nozzle assembly with steam injection capability | |
JP4840639B2 (ja) | タービンエンジン燃焼器の点火装置を冷却するための装置 | |
RU2382894C2 (ru) | Форсажная камера газотурбинного двигателя | |
EP1172611B1 (en) | Gas turbine combustor having dome-to-line joint | |
US4982564A (en) | Turbine engine with air and steam cooling | |
US7448216B2 (en) | Methods and apparatus for operating gas turbine engine combustors | |
US6983601B2 (en) | Method and apparatus for gas turbine engines | |
EP1186832A3 (en) | Fuel nozzle assembly for reduced exhaust emissions | |
JP2006071275A (ja) | ガスタービンエンジンの排出を低減する方法および装置 | |
US7055306B2 (en) | Combined stage single shaft turbofan engine | |
US6981361B2 (en) | Methods for operating gas turbine engines | |
US20210190320A1 (en) | Turbine engine assembly including a rotating detonation combustor | |
JPS6424126A (en) | Combustor with intensified turbine nozzle cooling | |
EP4019838B1 (en) | Torch ignitor sytem for a combustor of a gas turbine engine and method of operating the same | |
US4712371A (en) | Process and device for starting a gas turbine | |
EP0380632A1 (en) | TURBINE ENGINES WITH ASSURED RELIABLE STARTING. | |
US7200987B2 (en) | Off-axis pulse detonation configuration for gas turbine engine | |
RU2783576C1 (ru) | Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя | |
RU1809147C (ru) | Двухконтурный турбореактивный двигатель | |
CN116557915A (zh) | 一种航空发动机的旋转爆震加力燃烧室 | |
CN116147024A (zh) | 一种发动机及其燃烧室结构 | |
JP2005042973A (ja) | 旋回流型燃焼器を備えたガスタービン | |
RU2002134357A (ru) | Двухконтурный турбореактивный двигатель | |
GB1027530A (en) | Gas turbine cycle improvement |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
HE4A | Change of address of a patent owner |
Effective date: 20191008 |
|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20201220 |