Claims (6)
1. Гиперзвуковой воздушно реактивный двигатель имеет детонационно-пульсирующую конусно-круговую камеру сгорания объемлющую прямоточный реактивный рабочий канал, в результате чего происходит совмещение гиперзвукового рабочего реактивного потока конусно-круговой камеры сгорания со сверхзвуковым рабочим реактивным потоком прямоточного канала «один в другом», конусно-круговая детонационно-пульсирующая камера сгорания имеет кольцевое сопло подачи паровоздушной взрывоопасной топливной смеси, имеет участок образования повышенного объема разряжения и всаса первого взрывного объема, имеет участок образующий второй взрывной объем, имеет участок торможения впереди идущей ударной волны на выходе из конусно-круговой камеры сгорания, имеет совпадение наружной конусной поверхности конусно-круговой камеры сгорания с входным сопловым участком первого сопла Ловаля герметично соединенного со вторым, имеет место совмещения гиперзвукового и сверхзвукового рабочих реактивных потоков происходящее как бы в камере смешения в месте стыковки двух сопел Ловаля, имеет средство зажигания обеспечивающее воспламенение взрывоопасной топливной смеси в начальный период запуска двигателя, имеет термический заряд для прогрева и продувки камеры сгорания, прямоточного канала и установления эжекционной тяги воздуха, имеет детонационный стартовый заряд для образования тройной ударной волны с необходимым интервалом для запуска двигателя, имеет два потока подачи воздуха, для образования топливной смеси, работающие за счет подпора наружного воздуха во время движения летательного аппарата, первый поток, идущий из хвостовой части летательного аппарата обеспечивает создание взрывоопасной паровоздушной топливной смеси, с одновременной подачей распыленного топлива каскадом форсунок в камеру приготовления, как для работы конусно-круговой камеры детонационно-пульсирующего горения подающуюся через кольцевое сопло, так и для работы прямоточного реактивного потока подающуюся через систему охлаждения конусно-круговой камеры сгорания и через кольцевое сопло прямоточного канала, второй поток подачи воздуха осуществляется через прямоточный канал летательного аппарата, в котором, предварительно смешавшись и охладившись от распыленного жидкого топлива, поданного через форсунки первого каскада подачи топлива, в дальнейшем движении смешивается с паровоздушной взрывоопасной топливной смесью, поданной через кольцевое сопло прямоточного канала.1. The hypersonic air-jet engine has a detonation-pulsating conical circular combustion chamber enclosing a direct-flow reactive working channel, as a result of which the hypersonic working reactive flow of the conical-circular combustion chamber and the one-in-one supersonic working reactive flow of the direct-flow channel are conical circular detonation-pulsating combustion chamber has an annular nozzle for supplying a vapor-air explosive fuel mixture, has a site of formation of increased volume the discharge and suction of the first explosive volume, has a section forming the second explosive volume, has a braking section of the ahead shock wave at the exit of the conical-circular combustion chamber, has the coincidence of the outer conical surface of the conical-circular combustion chamber with the inlet nozzle section of the first Loval nozzle hermetically connected with the second, there is a combination of hypersonic and supersonic working jet flows occurring, as it were, in the mixing chamber at the junction of two Loval nozzles, has a It provides ignition of an explosive fuel mixture in the initial period of engine start-up, has a thermal charge for heating and purging the combustion chamber, a direct-flow channel and establishing an ejection air draft, has a detonation starting charge for the formation of a triple shock wave with the necessary interval for starting the engine, has two supply flows air, for the formation of a fuel mixture, working due to the back-up of external air during the movement of the aircraft, the first stream coming from the tail The part of the aircraft ensures the creation of an explosive vapor-air fuel mixture, with the simultaneous supply of atomized fuel by a cascade of nozzles into the cooking chamber, both for the operation of the cone-circular chamber of the detonation-pulsating combustion supplied through the annular nozzle, and for the operation of the direct-flow jet flow fed through the cooling cone circular combustion chamber and through the annular nozzle of the once-through channel, the second air flow is through the once-through channel of the aircraft pparata, wherein premixed and cooled by sprayed liquid fuel supplied via the fuel supply nozzle of the first stage, further movement of the steam-air mixed with an explosive mixture of fuel supplied through the annular nozzle ram channel.
2. Гиперзвуковой воздушно реактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что имеет кольцевое сопло подачи паровоздушной топливной смеси в конусно-круговую камеру детонционно-пульсирующего сгорания смещенное от кромки среза полусферического резонатора в сторону увеличения рабочего объема разряжения для образования зоны первого взрывного объема.2. The hypersonic air-jet engine according to claim 1, characterized in that it has an annular nozzle for supplying steam-air fuel mixture into a conical-circular chamber of detonation-pulsating combustion offset from the cutting edge of the hemispherical resonator in the direction of increasing the working volume of the vacuum to form the zone of the first explosive volume.
3. Гиперзвуковой воздушно реактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что конусно-круговая камера детонационно-пульсирующего сгорания имеет зону образования второго взрывного объема - зону взаимно усиливающего наложения первого взрывного объема на второй взрывной объем, в направлении единственно имеющейся степени свободы.3. The hypersonic jet engine according to claim 1, characterized in that the conical-circular chamber of detonation-pulsating combustion has a zone of formation of a second explosive volume - a zone of mutually reinforcing overlapping of the first explosive volume on the second explosive volume, in the direction of the only degree of freedom.
4. Гиперзвуковой воздушно реактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что конусно-круговая камера детонационно-пульсирующего сгорания имеет зону осуществления возможности одновременного самовоспламенения части топливной смеси в замкнутом объеме второго взрывного объема находящегося между первым взрывным объемом и заторможенной впереди идущей ударной волной на выходе из сопла камеры сгорания, которое обеспечивает условную возможность роста скорости распространения пламени в сторону бесконечного увеличения. 4. The hypersonic air-jet engine according to claim 1, characterized in that the conical-circular chamber of detonation-pulsating combustion has a zone for realizing the possibility of simultaneous self-ignition of a part of the fuel mixture in a closed volume of a second explosive volume located between the first explosive volume and the shock wave in front of it exit from the nozzle of the combustion chamber, which provides a conditional possibility of increasing the speed of propagation of the flame in the direction of infinite increase.
5. Гиперзвуковой воздушно реактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что два рабочих реактивных потока оказываются как бы в камере смешения в месте стыковки двух сопел Ловаля, в котором образуется вакуумное разряжение усиливающее (дополнительно разгоняющее) реактивный поток, при этом имеет место, взаимно поддерживающее эжекционное влияние обоих реактивных потоков друг на друга,5. The hypersonic air-jet engine according to claim 1, characterized in that the two working jet streams appear as if in a mixing chamber at the junction of two Loval nozzles, in which a vacuum vacuum is generated which enhances (additionally accelerates) the jet stream, mutually supporting ejection effect of both reactive flows on each other,
6. Гиперзвуковой воздушно реактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что конусно-круговую камеру детонационно-пульсирующего сгорания возможно использовать в гиперзвуковых самолетах, ракетах, в вертолетах и наземных транспортных средствах в варианте цилиндрического ее исполнения при этом возможно использование поршня регулятора с его приводом для осуществления регулировки мощности не только процентным содержанием паров топлива в пределах значений взрывоопасности смеси, но и путем увеличения или снижения объема подаваемой паровоздушной топливной смеси через кольцевое сопло, путем передвижения поршня-регулятора приближая или удаляя его от кольцевого сопла.
6. The hypersonic jet engine according to claim 1, characterized in that the conical-circular chamber of detonation-pulsating combustion can be used in hypersonic planes, rockets, helicopters and land vehicles in its cylindrical version, and it is possible to use a regulator piston with its a drive for adjusting the power not only by the percentage of fuel vapor within the explosive values of the mixture, but also by increasing or decreasing the volume of the steam engine supplied stuffy fuel mixture through an annular nozzle, by moving the piston-regulator approaching or removing it from the annular nozzle.