RU2013151841A - Турбомашина, содержащая детонационную камеру, и летательный аппарат, оснащенный такой турбомашиной - Google Patents

Турбомашина, содержащая детонационную камеру, и летательный аппарат, оснащенный такой турбомашиной Download PDF

Info

Publication number
RU2013151841A
RU2013151841A RU2013151841/06A RU2013151841A RU2013151841A RU 2013151841 A RU2013151841 A RU 2013151841A RU 2013151841/06 A RU2013151841/06 A RU 2013151841/06A RU 2013151841 A RU2013151841 A RU 2013151841A RU 2013151841 A RU2013151841 A RU 2013151841A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
turbomachine
stream
chamber
detonation
hot gases
Prior art date
Application number
RU2013151841/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2597735C2 (ru
Inventor
Франсуа ФЕЛАМПЕН
НАУР Бруно ЛЕ
Original Assignee
Мбда Франс
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 Мбда Франс filed Critical Мбда Франс
Publication of RU2013151841A publication Critical patent/RU2013151841A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2597735C2 publication Critical patent/RU2597735C2/ru

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/22—Fuel supply systems
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/14—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid characterised by the arrangement of the combustion chamber in the plant
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C5/00—Gas-turbine plants characterised by the working fluid being generated by intermittent combustion
    • F02C5/02—Gas-turbine plants characterised by the working fluid being generated by intermittent combustion characterised by the arrangement of the combustion chamber in the chamber in the plant
    • 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
    • F02K7/08—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 continuous
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/50—Combustion chambers comprising an annular flame tube within an annular casing
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R7/00—Intermittent or explosive combustion chambers
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Other Liquid Machine Or Engine Such As Wave Power Use (AREA)

Abstract

1. Турбомашина, относящаяся к типу, который содержит, по меньшей мере, в направлении (12) потока газов компрессор (3), камеру (4), содержащую средства, обеспечивающие создание горячих газов из воздушной смеси, образуемой из захваченного потока воздуха, и из топлива, и турбину (5), приводимую во вращение посредством указанных горячих газов и приводящую в действие указанный компрессор (3), причем указанная камера (4) содержит двигатель (6) с непрерывной детонационной волной, оснащенный кольцевой детонационной камерой (7) и связанными средствами (8, 9), обеспечивающими непрерывное образование горячих газов из легковоспламеняющейся смеси топливо-воздух, причем указанный двигатель (6) с непрерывной детонационной волной выполнен таким образом, чтобы образовывать из указанного захваченного потока (Е) воздуха первый поток (F1), входящий в указанную детонационную камеру (7) и применяемый в указанном двигателе (6), и второй поток (F2), обходящий указанную камеру, причем указанная турбомашина (1) дополнительно содержит:- вспомогательные средства (10) для смешения горячих газов (F3), выходящих из детонационной камеры (7), с указанным вторым потоком (F2) воздуха перед их проведением в турбину (5); и- несколько детонационных камер (7), концентрично расположенных относительно друг друга вокруг оси (2) турбомашин (1), обеспечивая создание оптимальних рабочих условий в широком диапазоне концентраций и ограничения ударов при запуске.2. Турбомашина по п.1, отличающаяся тем, что указанные вспомогательные средства (10) содержат эжекторную/смесительную систему, обеспечивающую разбавление горячих газов (F3) и возвращающую часть их импульса холодному воздуху указа

Claims (10)

1. Турбомашина, относящаяся к типу, который содержит, по меньшей мере, в направлении (12) потока газов компрессор (3), камеру (4), содержащую средства, обеспечивающие создание горячих газов из воздушной смеси, образуемой из захваченного потока воздуха, и из топлива, и турбину (5), приводимую во вращение посредством указанных горячих газов и приводящую в действие указанный компрессор (3), причем указанная камера (4) содержит двигатель (6) с непрерывной детонационной волной, оснащенный кольцевой детонационной камерой (7) и связанными средствами (8, 9), обеспечивающими непрерывное образование горячих газов из легковоспламеняющейся смеси топливо-воздух, причем указанный двигатель (6) с непрерывной детонационной волной выполнен таким образом, чтобы образовывать из указанного захваченного потока (Е) воздуха первый поток (F1), входящий в указанную детонационную камеру (7) и применяемый в указанном двигателе (6), и второй поток (F2), обходящий указанную камеру, причем указанная турбомашина (1) дополнительно содержит:
- вспомогательные средства (10) для смешения горячих газов (F3), выходящих из детонационной камеры (7), с указанным вторым потоком (F2) воздуха перед их проведением в турбину (5); и
- несколько детонационных камер (7), концентрично расположенных относительно друг друга вокруг оси (2) турбомашин (1), обеспечивая создание оптимальних рабочих условий в широком диапазоне концентраций и ограничения ударов при запуске.
2. Турбомашина по п.1, отличающаяся тем, что указанные вспомогательные средства (10) содержат эжекторную/смесительную систему, обеспечивающую разбавление горячих газов (F3) и возвращающую часть их импульса холодному воздуху указанного второго потока (F2) воздуха для получения газовой смеси, температура которой совместима с характеристиками турбины (5).
3. Турбомашина по п.1, отличающаяся тем, что указанная турбомашина содержит по меньшей мере один дополнительный компрессор (11), расположенный ниже указанного компрессора (3) и выше указанной детонационной камеры (7), для сжатия указанного первого потока воздуха (F1) до того, как он войдет в указанную камеру.
4. Турбомашина по п.1, отличающаяся тем, что указанная турбомашина содержит по меньшей мере один дополнительный компрессор, расположенный ниже указанного компрессора (3), для сжатия указанного второго потока воздуха (F2).
5. Турбомашина по п.1, отличающаяся тем, что указанная турбомашина содержит по меньшей мере один контур охлаждения указанной детонационной камеры, причем в контуре топливо может циркулировать перед его впрыском в указанную камеру.
6. Турбомашина по п.5, отличающаяся тем, что указанный охлаждающий контур проходит вдоль по меньшей мере одной боковой стенки указанной детонационной камеры, по меньшей мере, вдоль части ее длины.
7. Турбомашина по п.1, отличающаяся тем, что указанная турбомашина является однопоточной турбомашиной, содержащей один поток (Е), причем указанный двигатель (6) с непрерывной детонационной волной задействует указанный один поток (Е).
8. Турбомашина по п.1, отличающаяся тем, что указанная турбомашина является двухпоточной турбомашиной, содержащей первичный поток и вторичный поток, причем указанный двигатель (6) с непрерывной детонационной волной задействует указанный первичный поток.
9. Летательный аппарат, в частности самолет, отличающийся тем, что указанный аппарат оснащен по меньшей мере одной турбомашиной (1) по п.1.
10. Система генерирования энергии, отличающаяся тем, что указанная система оснащена по меньшей мере одной турбомашиной (1) по п.1.
RU2013151841/06A 2011-05-16 2012-05-09 Турбомашина, содержащая детонационную камеру, и летательный аппарат, оснащенный такой турбомашиной RU2597735C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1101483 2011-05-16
FR1101483A FR2975434B1 (fr) 2011-05-16 2011-05-16 Turbomachine a chambre de detonation et engin volant pourvu d'une telle turbomachine
PCT/FR2012/000186 WO2012156597A1 (fr) 2011-05-16 2012-05-09 Turbomachine à chambre de détonation et engin volant pourvu d'une telle turbomachine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2013151841A true RU2013151841A (ru) 2015-06-27
RU2597735C2 RU2597735C2 (ru) 2016-09-20

Family

ID=46062190

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2013151841/06A RU2597735C2 (ru) 2011-05-16 2012-05-09 Турбомашина, содержащая детонационную камеру, и летательный аппарат, оснащенный такой турбомашиной

Country Status (9)

Country Link
US (1) US9556794B2 (ru)
EP (1) EP2525062B1 (ru)
JP (1) JP5985613B2 (ru)
ES (1) ES2643041T3 (ru)
FR (1) FR2975434B1 (ru)
PL (1) PL2525062T3 (ru)
RU (1) RU2597735C2 (ru)
UA (1) UA115033C2 (ru)
WO (1) WO2012156597A1 (ru)

Families Citing this family (30)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2975439B1 (fr) * 2011-05-16 2013-07-05 Mbda France Statoreacteur a chambre de detonation, engin volant comprenant un tel statoreacteur
US9512805B2 (en) * 2013-03-15 2016-12-06 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Continuous detonation combustion engine and system
DE102013112506B4 (de) * 2013-10-09 2016-07-07 Marco Grätzer Mantelstromtriebwerk
RU2595004C9 (ru) * 2014-08-01 2017-03-10 Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт гидродинамики им. М.А. Лаврентьева Сибирского отделения Российской академии наук Способ детонационного сжигания топливных смесей и устройство для его осуществления
RU2595005C9 (ru) * 2014-08-01 2017-03-02 Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт гидродинамики им. М.А. Лаврентьева Сибирского отделения Российской академии наук Способ сжигания топлива и детонационное устройство для его осуществления
FR3026827B1 (fr) * 2014-10-01 2019-06-07 Safran Aircraft Engines Chambre de combustion de turbomachine
US20180080412A1 (en) 2016-09-22 2018-03-22 Board Of Regents, The University Of Texas System Systems, apparatuses and methods for improved rotating detonation engines
US20180274787A1 (en) * 2017-03-27 2018-09-27 United Technollgies Corporation Rotating detonation engine combustor wave reflector
US10627111B2 (en) 2017-03-27 2020-04-21 United Technologies Coproration Rotating detonation engine multi-stage mixer
US10436110B2 (en) 2017-03-27 2019-10-08 United Technologies Corporation Rotating detonation engine upstream wave arrestor
US10641169B2 (en) * 2017-06-09 2020-05-05 General Electric Company Hybrid combustor assembly and method of operation
US11674476B2 (en) 2017-06-09 2023-06-13 General Electric Company Multiple chamber rotating detonation combustor
US10495001B2 (en) 2017-06-15 2019-12-03 General Electric Company Combustion section heat transfer system for a propulsion system
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
US10969107B2 (en) 2017-09-15 2021-04-06 General Electric Company Turbine engine assembly including a rotating detonation combustor
US11536456B2 (en) * 2017-10-24 2022-12-27 General Electric Company Fuel and air injection handling system for a combustor of a rotating detonation engine
US11149954B2 (en) 2017-10-27 2021-10-19 General Electric Company Multi-can annular rotating detonation combustor
US11486579B2 (en) 2018-02-26 2022-11-01 General Electric Company Engine with rotating detonation combustion system
US11473780B2 (en) 2018-02-26 2022-10-18 General Electric Company Engine with rotating detonation combustion system
US11320147B2 (en) 2018-02-26 2022-05-03 General Electric Company Engine with rotating detonation combustion system
CN108708788B (zh) * 2018-05-29 2021-07-02 中国人民解放军国防科技大学 双燃烧室冲压发动机及高超声速飞行器
US11359578B2 (en) 2018-08-06 2022-06-14 General Electric Company Ramjet engine with rotating detonation combustion system and method for operation
CN109184950B (zh) * 2018-09-25 2020-09-01 西北工业大学 一种低能量点火起始爆震波的装置
US11092024B2 (en) * 2018-10-09 2021-08-17 General Electric Company Heat pipe in turbine engine
RU2750082C2 (ru) * 2019-07-24 2021-06-22 Борис Клавдиевич Никитин Многокамерный газовоздушный импульсно-детонационный турбинный двигатель
US11255544B2 (en) 2019-12-03 2022-02-22 General Electric Company Rotating detonation combustion and heat exchanger system
CN111207007A (zh) * 2019-12-26 2020-05-29 中国空气动力研究与发展中心 一种封闭空间中斜爆震波驻定稳定性增强方法
US11549465B1 (en) * 2020-06-09 2023-01-10 Innoveering, LLC Air breathing solid fuel rotating detonation engine
US11821366B2 (en) 2021-06-17 2023-11-21 General Electric Company Methods of control for management of hot fuel
US11668241B2 (en) 2021-06-17 2023-06-06 General Electric Company Methods of control for management of hot fuel

Family Cites Families (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3777488A (en) * 1961-06-23 1973-12-11 Garrett Corp Method and apparatus for reaction propulsion
GB1069217A (en) * 1965-03-29 1967-05-17 Rolls Royce Improvements relating to engines
US5392614A (en) * 1992-03-23 1995-02-28 General Electric Company Gas turbine engine cooling system
JPH08135503A (ja) * 1994-11-11 1996-05-28 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd 航空機エンジンの流体混合器
US6442930B1 (en) * 2000-03-31 2002-09-03 General Electric Company Combined cycle pulse detonation turbine engine
US6666018B2 (en) * 2000-03-31 2003-12-23 General Electric Company Combined cycle pulse detonation turbine engine
RU2200864C2 (ru) * 2001-01-31 2003-03-20 Миленький Виктор Юрьевич Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель (варианты)
RU2203923C1 (ru) * 2001-10-30 2003-05-10 Институт проблем нефтехимпереработки АН РБ Способ переработки жидких продуктов пиролиза
US7124573B2 (en) * 2004-03-18 2006-10-24 General Electric Company Rotary pulse detonation system with aerodynamic detonation passages for use in a gas turbine engine
JP4256820B2 (ja) * 2004-06-29 2009-04-22 三菱重工業株式会社 デトネーションエンジンおよびこれを備えた飛行体
US7228683B2 (en) * 2004-07-21 2007-06-12 General Electric Company Methods and apparatus for generating gas turbine engine thrust using a pulse detonator
US7966803B2 (en) * 2006-02-03 2011-06-28 General Electric Company Pulse detonation combustor with folded flow path
BRPI0710274A2 (pt) * 2006-04-17 2011-08-09 Soundblast Technologies Llc sistema e método para ignição de uma mistura de combustìvel-oxidante gasosa ou dispersiva
US7841167B2 (en) * 2006-11-17 2010-11-30 General Electric Company Pulse detonation engine bypass and cooling flow with downstream mixing volume
JP2009057955A (ja) * 2007-08-29 2009-03-19 Isamu Nemoto 超音速機用インタータービン・バイパス可変サイクルエンジン
US8082728B2 (en) * 2008-02-01 2011-12-27 General Electric Company System and method of continuous detonation in a gas turbine engine
US8544280B2 (en) * 2008-08-26 2013-10-01 Board Of Regents, The University Of Texas System Continuous detonation wave engine with quenching structure
JP5764131B2 (ja) * 2009-09-23 2015-08-12 エアロジェット ロケットダイン オブ ディーイー，インコーポレイテッド 一過性プラズマを用いて連続爆轟波を維持するための燃焼システムおよびその方法
RU2459150C2 (ru) * 2009-09-25 2012-08-20 Институт гидродинамики им. М.А. Лаврентьева Сибирского отделения Российской академии наук (ИГиЛ СО РАН) Способ детонационного сжигания горючих смесей и устройство для его осуществления
US20120151895A1 (en) * 2010-12-21 2012-06-21 General Electric Company Hot gas path component cooling for hybrid pulse detonation combustion systems

Also Published As

Publication number Publication date
RU2597735C2 (ru) 2016-09-20
ES2643041T3 (es) 2017-11-21
EP2525062A1 (fr) 2012-11-21
PL2525062T3 (pl) 2018-01-31
EP2525062B1 (fr) 2017-07-19
UA115033C2 (uk) 2017-09-11
JP2014517194A (ja) 2014-07-17
US20140245714A1 (en) 2014-09-04
JP5985613B2 (ja) 2016-09-06
FR2975434A1 (fr) 2012-11-23
WO2012156597A1 (fr) 2012-11-22
US9556794B2 (en) 2017-01-31
FR2975434B1 (fr) 2015-08-14

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2013151841A (ru) Турбомашина, содержащая детонационную камеру, и летательный аппарат, оснащенный такой турбомашиной
US10072572B2 (en) Gas turbine engine
US9458768B2 (en) Algae-derived fuel/water emulsion
US20180180289A1 (en) Turbine engine assembly including a rotating detonation combustor
EP2956647B1 (en) Combustor liners with u-shaped cooling channels and method of cooling
US20180356099A1 (en) Bulk swirl rotating detonation propulsion system
RU2013126294A (ru) Комбинированный турбопрямоточный реактивный двигатель
JP2016156376A (ja) ガスタービン燃焼器用の燃料供給システム
WO2011061059A3 (en) Reheat combustor for a gas turbine engine
RU2014110628A (ru) Трубчато-кольцевая камера сгорания со ступенчатыми и тангенциальными топливовоздушными форсунками для использования в газотурбинных двигателях
RU2014110629A (ru) Тангенциальная кольцевая камера сгорания с предварительно смешанным топливом и воздухом для использования в газотурбинных двигателях
RU2014110631A (ru) Трубчато-кольцевая камера сгорания с тангенциально направленными форсунками для топливно-воздушной смеси, предназначенная для газотурбинного двигателя
WO2013142941A1 (ru) Газотурбинный двигатель
RU2614305C2 (ru) Стенка камеры сгорания
US10247104B2 (en) Oxygen enhanced pneumatic starting
CN107218155B (zh) 一种脉冲预引爆可稳定工作的爆震发动机
US8978387B2 (en) Hot gas path component cooling for hybrid pulse detonation combustion systems
RU2594828C1 (ru) Двигательная установка гиперзвукового самолета
Rouser et al. Parametric study of unsteady turbine performance driven by a pulse detonation combustor
RU2613755C1 (ru) Турбопрямоточный воздушно-реактивный двигатель
RU2014110630A (ru) Тангенциальная и беспламенная кольцевая камера сгорания для использования в газотурбинных двигателях
RU2376483C1 (ru) Атомный газотурбинный двигатель с форсажем
US20120151895A1 (en) Hot gas path component cooling for hybrid pulse detonation combustion systems
RU105679U1 (ru) Турбореактивный двигатель с вращающимися камерами сгорания
RU2578941C2 (ru) Способ форсирования двухконтурного турбореактивного двигателя