RU2013150684A - METHOD FOR ORGANIZING IGNITION AND COMBUSTION OF FUEL IN A HYPERSONIC DIRECT FLOW AIR-REACTIVE ENGINE (SCREW) - Google Patents

METHOD FOR ORGANIZING IGNITION AND COMBUSTION OF FUEL IN A HYPERSONIC DIRECT FLOW AIR-REACTIVE ENGINE (SCREW) Download PDF

Info

Publication number
RU2013150684A
RU2013150684A RU2013150684/06A RU2013150684A RU2013150684A RU 2013150684 A RU2013150684 A RU 2013150684A RU 2013150684/06 A RU2013150684/06 A RU 2013150684/06A RU 2013150684 A RU2013150684 A RU 2013150684A RU 2013150684 A RU2013150684 A RU 2013150684A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
combustion
fuel
ignition
organizing
supplied
Prior art date
Application number
RU2013150684/06A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2550209C1 (en
Inventor
Александр Михайлович Старик
Леонид Викторович Безгин
Валерий Игоревич Копченов
Павел Сергеевич Кулешов
Наталия Сергеевна Титова
Original Assignee
Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова"
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 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" filed Critical Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова"
Priority to RU2013150684/06A priority Critical patent/RU2550209C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2550209C1 publication Critical patent/RU2550209C1/en
Publication of RU2013150684A publication Critical patent/RU2013150684A/en

Links

Landscapes

  • Ignition Installations For Internal Combustion Engines (AREA)
  • Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)
  • Electrical Control Of Air Or Fuel Supplied To Internal-Combustion Engine (AREA)

Abstract

1. Способ организации воспламенения и горения топлива в гиперзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе (ГПВРД) высокоскоростного летательного аппарата, содержащего камеру сгорания, куда через систему пилонов, обтекаемых кислородом, например, в составе воздуха подают горючее со сверхзвуковой скоростью и воспламеняют топливовоздушную смесь, инициируя цепной механизм горения и энерговыделение в проточном тракте камеры, отличающийся тем, что на границе раздела воздуха и горючего, по меньшей мере, на выходе одного из пилонов, формируют струю холодной кислородной плазмы определенного поперечного размера d, воздействуя на кислород электрическим разрядом с определенной величиной удельного энерговклада Eи приведенной напряженностью электрического поля E/N, где E - напряженность электрического поля, a N - числовая плотность молекул газа.2. Способ организации воспламенения и горения топлива в ГПВРД по п.1, отличающийся тем, что применяют оптимальные значения поперечного размера d струи холодной кислородной плазмы, параметра E/N и длины зоны горения в проточном тракте камеры сгорания, обеспечивающих наименьшие длины зон воспламенения и энерговыделения, а также максимальную полноту сгорания и максимальную эффективность использования энергии, подведенной к газу в разряде при заданной E.3. Способ организации воспламенения и горения топлива в ГПВРД по п.1 или 2, отличающийся тем, что при подаче горючего в виде водорода толщина d струи холодной кислородной плазмы составляет не менее 0.5% от поперечного размера камеры сгорания, а значение приведенной напряженности электрического поля находятся в диапазоне E/N=5-10·10В·с1. A method of organizing ignition and combustion of fuel in a hypersonic ramjet engine (SCJP) of a high-speed aircraft containing a combustion chamber, where, through a system of pylons streamlined with oxygen, for example, air is supplied with supersonic speed and ignites the air-fuel mixture, initiating chain combustion mechanism and energy release in the flow path of the chamber, characterized in that at the interface between air and fuel, at least at the outlet of one of the pylons, forms ruyut stream of cold oxygen plasma certain transverse dimension d, the oxygen acting on an electric discharge at a certain value of the specific energy E and the reduced electric field E / N, wherein E - electric field strength, a N - the number density of molecules gaza.2. The method of organizing ignition and combustion of fuel in the scramjet according to claim 1, characterized in that the optimum values of the transverse dimension d of the jet of cold oxygen plasma, the E / N parameter and the length of the combustion zone in the flow path of the combustion chamber are used, which provide the smallest lengths of the ignition and energy zones, as well as the maximum completeness of combustion and the maximum efficiency of the use of energy supplied to the gas in the discharge at a given E.3. The method of organizing ignition and combustion of fuel in the scramjet according to claim 1 or 2, characterized in that when the fuel is supplied in the form of hydrogen, the thickness d of the cold oxygen plasma jet is at least 0.5% of the transverse size of the combustion chamber, and the reduced electric field strength is range E / N = 5-10 · 10V · s

Claims (4)

1. Способ организации воспламенения и горения топлива в гиперзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе (ГПВРД) высокоскоростного летательного аппарата, содержащего камеру сгорания, куда через систему пилонов, обтекаемых кислородом, например, в составе воздуха подают горючее со сверхзвуковой скоростью и воспламеняют топливовоздушную смесь, инициируя цепной механизм горения и энерговыделение в проточном тракте камеры, отличающийся тем, что на границе раздела воздуха и горючего, по меньшей мере, на выходе одного из пилонов, формируют струю холодной кислородной плазмы определенного поперечного размера d, воздействуя на кислород электрическим разрядом с определенной величиной удельного энерговклада Es и приведенной напряженностью электрического поля E/N, где E - напряженность электрического поля, a N - числовая плотность молекул газа.1. A method of organizing ignition and combustion of fuel in a hypersonic ramjet engine (SCJP) of a high-speed aircraft containing a combustion chamber, where, through a system of pylons streamlined with oxygen, for example, air is supplied with supersonic speed and ignites the air-fuel mixture, initiating chain combustion mechanism and energy release in the flow path of the chamber, characterized in that at the interface between air and fuel, at least at the outlet of one of the pylons, forms ruyut stream of cold oxygen plasma certain transverse dimension d, acting on the electric discharge oxygen with a certain specific energy value E s and the reduced electric field E / N, wherein E - electric field strength, a N - the number density of the gas molecules. 2. Способ организации воспламенения и горения топлива в ГПВРД по п.1, отличающийся тем, что применяют оптимальные значения поперечного размера d струи холодной кислородной плазмы, параметра E/N и длины зоны горения в проточном тракте камеры сгорания, обеспечивающих наименьшие длины зон воспламенения и энерговыделения, а также максимальную полноту сгорания и максимальную эффективность использования энергии, подведенной к газу в разряде при заданной Es.2. The method of organizing ignition and combustion of fuel in the scramjet according to claim 1, characterized in that the optimum values of the transverse dimension d of the jet of cold oxygen plasma, the E / N parameter and the length of the combustion zone in the flow path of the combustion chamber are used, which provide the smallest lengths of the ignition zones and energy release, as well as the maximum completeness of combustion and the maximum efficiency of the energy supplied to the gas in the discharge at a given E s . 3. Способ организации воспламенения и горения топлива в ГПВРД по п.1 или 2, отличающийся тем, что при подаче горючего в виде водорода толщина d струи холодной кислородной плазмы составляет не менее 0.5% от поперечного размера камеры сгорания, а значение приведенной напряженности электрического поля находятся в диапазоне E/N=5-10·10-16 В·см2.3. The method of organization of ignition and combustion of fuel in the scramjet according to claim 1 or 2, characterized in that when the fuel is supplied in the form of hydrogen, the thickness d of the cold oxygen plasma jet is at least 0.5% of the transverse size of the combustion chamber, and the value of the reduced electric field strength are in the range of E / N = 5-10 · 10 -16 V · cm 2 . 4. Способ организации воспламенения и горения топлива в гиперзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе по п.1 или 2, отличающийся тем, что при подаче горючего в виде метана толщина d струи холодной кислородной плазмы составляет не менее 0,5% от поперечного размера камеры сгорания, а величина E/N=1-5·10-16 В·см2. 4. The method of organizing ignition and combustion of fuel in a hypersonic ramjet engine according to claim 1 or 2, characterized in that when the fuel is supplied in the form of methane, the thickness d of the cold oxygen plasma jet is at least 0.5% of the transverse size of the combustion chamber and the value of E / N = 1-5 · 10 -16 V · cm 2 .
RU2013150684/06A 2013-11-14 2013-11-14 Method of ignition and combustion of fuel in athodyd RU2550209C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2013150684/06A RU2550209C1 (en) 2013-11-14 2013-11-14 Method of ignition and combustion of fuel in athodyd

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2013150684/06A RU2550209C1 (en) 2013-11-14 2013-11-14 Method of ignition and combustion of fuel in athodyd

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2550209C1 RU2550209C1 (en) 2015-05-10
RU2013150684A true RU2013150684A (en) 2015-05-20

Family

ID=53283859

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2013150684/06A RU2550209C1 (en) 2013-11-14 2013-11-14 Method of ignition and combustion of fuel in athodyd

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2550209C1 (en)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2604975C2 (en) * 2015-04-20 2016-12-20 Сергей Николаевич Чувашев Hypersonic aircraft with ramjet with increased flight and technical characteristics
US10794331B2 (en) 2017-07-31 2020-10-06 The Boeing Company Scramjets and associated aircraft and methods

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3430446A (en) * 1964-04-20 1969-03-04 Us Navy External burning ramjet engine
US5085048A (en) * 1990-02-28 1992-02-04 General Electric Company Scramjet including integrated inlet and combustor
RU2265158C1 (en) * 2004-05-17 2005-11-27 Монич Антон Евгеньевич Mode of incineration of hydrocarbon fuel and an arrangement for realization of this mode
RU2333381C2 (en) * 2005-11-03 2008-09-10 Нек Лаб Холдинг Инк. Method of initation ignition, intensifying combustion or reforming of fuel-air and fuel-oxygen mixes
RU2323237C1 (en) * 2006-09-28 2008-04-27 Государственное учреждение Институт технической химии Уральского отделения Российской академии наук (ИТХ УрО РАН) Frost-resistant polyurethane composition for articles produced by casting
RU2446305C2 (en) * 2010-06-28 2012-03-27 Институт теоретической и прикладной механики им. С.А. Христиановича Сибирского отделения Российской академии наук (ИТПМ СО РАН) Supersonic ramjet engine with pulsating combustion and method of its operation

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2604975C2 (en) * 2015-04-20 2016-12-20 Сергей Николаевич Чувашев Hypersonic aircraft with ramjet with increased flight and technical characteristics
US10794331B2 (en) 2017-07-31 2020-10-06 The Boeing Company Scramjets and associated aircraft and methods

Also Published As

Publication number Publication date
RU2550209C1 (en) 2015-05-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Wang et al. Induction for multiple rotating detonation waves in the hydrogen–oxygen mixture with tangential flow
CN104330519A (en) Particle airflow suspension laser ignition experiment device
CN103343983B (en) Supersonic-speed stable combustion method based on strong magnetic field stable electric arc
EP3438437B1 (en) Scramjets and associated aircraft and methods
RU2013119486A (en) COMBUSTION CHAMBER INJECTOR, GAS TURBINE, METHOD INCLUDING AIR AND FUEL MIXING, AND METHOD INCLUDING AT LEAST ONE CHANNEL
RU2013150684A (en) METHOD FOR ORGANIZING IGNITION AND COMBUSTION OF FUEL IN A HYPERSONIC DIRECT FLOW AIR-REACTIVE ENGINE (SCREW)
Korytchenko et al. Experimental research into the influence of two-spark ignition on the deflagration to detonation transition process in a detonation tube
RU2010145251A (en) METHOD FOR COMBUSTION ORGANIZATION IN A HYPERSONIC REDUCED AIR-REACTIVE ENGINE AND A HYPERSONIC REDUCED AIR-REACTIVE ENGINE
RU2014101385A (en) HYBRID ROCKET AND RECTANOUS AIR-REACTIVE AEROSPACE ENGINE
RU2013129579A (en) COMBUSTION CAMERA INJECTOR, GAS TURBINE AND METHOD INCLUDING AIR AND FUEL MIXING
RU2012152753A (en) METHOD FOR ORGANIZING A DETONATION COMBUSTION MODE IN THE COMBUSTION CHAMBER OF A HYPERSONIC DIRECT-AIR AIR-REACTIVE ENGINE
RU2014106079A (en) METHOD FOR ORGANIZING FUEL BURNING AND DETONATION-DEFLAGRATION PULSING RECTANGULAR AIR-REACTIVE ENGINE
Chen et al. Influences of separate injectors on rotating detonation engines
RU2595004C9 (en) Method for detonation combustion of fuel mixtures and device for its implementation
RU2010126476A (en) SUPERSONIC RECTANGULAR AIR-REACTIVE ENGINE WITH PULSE-BURNING COMBUSTION MODE (SPRDR with PRG) AND METHOD OF ITS OPERATION
RU2490491C1 (en) Device for pulse ignition of combustible mixture
RU2568854C1 (en) Method of formation of thrust of engine with central body and engine for its implementation
RU2511921C1 (en) Hypersonic propulsive jet engine, and combustion arrangement method
Zhang et al. Numerical studies of multi-cycle acetylene-air detonation induced by shock focusing
Dhatchanamoorthy et al. Study and performance analysis of gas turbine combustion chamber and improving combustion efficiency by using ceramic composite material coating
Suchomel et al. Perspectives on cataloging plasma technologies applied to aeronautical sciences
Firsov et al. Advanced Ignition in Supersonic Airflow by Tunable Plasma System
Crismaru et al. The influence of the flame stabilization air intake holes diameter on the no production in an industrial gas turbine
RU125632U1 (en) LOW ROCKET MOTOR CAMERA
RU2447368C1 (en) Method for ignition of fuel mix flow and device for its implementation (versions)

Legal Events

Date Code Title Description
PC43 Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions

Effective date: 20210804