Claims (1)
Способ организации детонационного режима горения в прямоточном воздушно-реактивном двигателе сверхзвукового и/или гиперзвукового летательного аппарата, включающий подачу топливо-воздушной газовой смеси в камеру сгорания двигателя, генерирование внутренних ударных волн в проточной части камеры сгорания, формируемых регулируемыми элементами камеры сгорания, например системой из двух плоских симметричных клиньев, детонационное горение смеси в камере сгорания с последующим расширением продуктов детонации в сопле, отличающийся тем, что в проточной части камеры сгорания создают систему симметричных наклонных падающих ударных волн, при этом в центральной части поперечного сечения камеры сгорания в результате взаимодействия этих волн друг с другом формируется пересжатая детонационная волна - ножка Маха, с возможностью регулирования ее размера и местоположения в проточной части камеры сгорания, в которой происходит детонационное сжигание смеси с образованием за ней высокотемпературной области продуктов детонации, а также наряду с этим образуются наклонные отраженные ударные волны между ножкой Маха и стенками камеры, без процесса горения, с температурой газовой смеси за ними существенно меньшей, чем в области продуктов детонации, причем размер ножки Маха, а тем самым и ее положение в продольном направлении камеры сгорания, а также и ее стационарность задают посредством изменения геометрических параметров регулирующих элементов камеры сгорания в зависимости от числа Маха потока на входе в камеру сгорания и химического состава поступающей топливо-воздушной газовой смеси.A method of organizing a detonation mode of combustion in a ramjet engine of a supersonic and / or hypersonic aircraft, comprising supplying a fuel-air gas mixture to a combustion chamber of an engine, generating internal shock waves in a flow passage of a combustion chamber formed by adjustable elements of a combustion chamber, for example, a system of two flat symmetrical wedges, detonation combustion of the mixture in the combustion chamber with subsequent expansion of the detonation products in the nozzle, characterized in that o in the flow part of the combustion chamber create a system of symmetrical inclined incident shock waves, while in the central part of the cross section of the combustion chamber as a result of the interaction of these waves with each other, an overdriven detonation wave is formed - the Mach leg, with the possibility of regulating its size and location in the flow part of the chamber combustion, in which detonation combustion of the mixture occurs with the formation of a high-temperature region of detonation products behind it, and along with this, inclined reflected e shock waves between the Mach leg and the walls of the chamber, without a combustion process, with the temperature of the gas mixture behind them substantially less than in the region of detonation products, the size of the Mach leg, and thereby its position in the longitudinal direction of the combustion chamber, as well as its Stationarity is set by changing the geometric parameters of the control elements of the combustion chamber depending on the Mach number of the flow at the inlet to the combustion chamber and the chemical composition of the incoming fuel-air gas mixture.