RU2066779C1 - Reaction nozzle of detonation combustion pulsating engine with central body - Google Patents
Reaction nozzle of detonation combustion pulsating engine with central body Download PDFInfo
- Publication number
- RU2066779C1 RU2066779C1 RU93029474A RU93029474A RU2066779C1 RU 2066779 C1 RU2066779 C1 RU 2066779C1 RU 93029474 A RU93029474 A RU 93029474A RU 93029474 A RU93029474 A RU 93029474A RU 2066779 C1 RU2066779 C1 RU 2066779C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- nozzle
- shock waves
- central body
- engine
- chamber
- Prior art date
Links
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 title claims abstract description 7
- 238000005474 detonation Methods 0.000 title claims description 18
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 title abstract 2
- 230000035939 shock Effects 0.000 claims abstract description 16
- 239000012530 fluid Substances 0.000 claims description 12
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 2
- 238000000034 method Methods 0.000 description 2
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 1
- 230000005284 excitation Effects 0.000 description 1
- 230000002349 favourable effect Effects 0.000 description 1
- JTJMJGYZQZDUJJ-UHFFFAOYSA-N phencyclidine Chemical compound C1CCCCN1C1(C=2C=CC=CC=2)CCCCC1 JTJMJGYZQZDUJJ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 239000002760 rocket fuel Substances 0.000 description 1
Landscapes
- Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к пульсирующим воздушно-реактивным двигателям с резонансными камерами сгорания. The invention relates to pulsating jet engines with resonant combustion chambers.
Известны пульсирующие двигатели детонационного горения, в которых детонационная камера содержит плоскую или специальную форму передней стенки, переходящую в цилиндрическую форму, а противоположный (задний) конец камеры открыт и снабжен обычным соплом типа сопла ракетного двигателя (см. Р.И.Курзинер. Реактивные двигатели для больших сверхзвуковых скоростей полета. М. Машиностроение, 1989, с.214-215). Known pulsating detonation combustion engines, in which the detonation chamber contains a flat or special shape of the front wall, turning into a cylindrical shape, and the opposite (rear) end of the chamber is open and equipped with a conventional nozzle type nozzle of a rocket engine (see R.I. Kurziner. Jet engines for large supersonic flight speeds. M. Mashinostroenie, 1989, pp. 214-215).
Наиболее близким по принципу работы и техническому исполнению к заявляемому изобретению является устройство по патенту Великобритании N 1118078, кл. G 02 K 7/00, опубл. 1968. Одним из существенных его недостатков является низкая экономичность работы двигателя. Closest to the principle of operation and technical execution of the claimed invention is a device according to British patent N 1118078, class. G 02 K 7/00, publ. 1968. One of its significant drawbacks is the low efficiency of the engine.
Задача изобретения состоит в повышении экономичности работы двигателя. The objective of the invention is to increase the efficiency of the engine.
Решение поставленной задачи достигается за счет более полного (ударного) дожигания продуктов сгорания ракетного топлива с сопловой части ПДДГ и обеспечения наиболее благоприятных условий для возникновения детонации. The solution to this problem is achieved due to a more complete (shock) afterburning of the combustion products of rocket fuel from the nozzle part of the PDDG and providing the most favorable conditions for the occurrence of detonation.
Указанный эффект достигается тем, что сопло снабжено насадком и устройством для создания ударных волн. При этом насадок выполнен в виде закритической части сопла Лаваля, внутренняя поверхность которого является продолжением поверхности полузамкнутой полости. Устройство для создания ударных волн выполнено в виде полого обтекаемого тела, а узел подачи рабочего тела в виде кольцевой щели, образованной корпусом камеры двигателя и центральным телом. Устройство для создания ударных волн жестко закреплено внутри сопла и установлено коаксиально относительно оси последнего. This effect is achieved by the fact that the nozzle is equipped with a nozzle and a device for generating shock waves. In this case, the nozzles are made in the form of a supercritical part of the Laval nozzle, the inner surface of which is a continuation of the surface of a semi-enclosed cavity. The device for creating shock waves is made in the form of a hollow streamlined body, and the supply unit of the working fluid is in the form of an annular gap formed by the housing of the engine chamber and the central body. The device for creating shock waves is rigidly fixed inside the nozzle and mounted coaxially relative to the axis of the latter.
На чертеже представлена камера ПДДГ с соплом. Она состоит из полузамкнутой полости 1, выполненной в центральном теле 2 и узла подачи рабочего тела 3. The drawing shows a PDG chamber with a nozzle. It consists of a semi-enclosed cavity 1, made in the Central body 2 and the feed unit of the working fluid 3.
Полузамкнутая полость 1 является детонационной камерой и предназначена для образования детонационных волн. Насадок 4, являющийся частью корпуса камеры двигателя 5, выполнен в виде закритической части сопла Лаваля, внутренняя поверхность которого является продолжением поверхности полузамкнутой полости 1. Насадок 4 предназначен для детонационного дожигания рабочего тела и разгона продуктов детонации. Semi-closed cavity 1 is a detonation chamber and is intended for the formation of detonation waves. The nozzle 4, which is part of the engine chamber 5, is made in the form of the supercritical part of the Laval nozzle, the inner surface of which is a continuation of the surface of the semi-closed cavity 1. The nozzle 4 is designed for detonation afterburning of the working fluid and acceleration of detonation products.
Узел подачи рабочего тела 3 выполнен в виде кольцевой щели, образованной корпусом 5 камеры двигателя и центральным телом 2 и предназначен для подвода рабочего тела в детонационную камеру. The feed unit of the working fluid 3 is made in the form of an annular gap formed by the housing 5 of the engine chamber and the central body 2 and is intended for supplying the working fluid to the detonation chamber.
Устройство для создания ударных волн 6 представляет собой полое обтекаемой тело, жестко закрепленное внутри сопла и установленное коаксиально относительно его оси. Оно предназначено для надежного возбуждения ударных (детонационных) волн в ползуамкнутой полости 1 и поддержания их в процессе всего времени работы двигателя. The device for creating shock waves 6 is a hollow streamlined body rigidly fixed inside the nozzle and mounted coaxially with respect to its axis. It is intended for the reliable excitation of shock (detonation) waves in a crawled cavity 1 and maintaining them during the entire operating time of the engine.
Работает двигатель следующим образом. При поступлении рабочего тела через узел подвода 3 в детонационную камеру 1 происходит ее заполнение. По мере заполнения камеры 1 она перекрывается плоской сверхзвуковой сходящейся к центру струей. Одновременно часть рабочего тела поступает в насадок 4. The engine operates as follows. Upon receipt of the working fluid through the supply node 3 to the detonation chamber 1, it is filled. As the chamber 1 fills, it is blocked by a plane supersonic jet converging to the center. At the same time, part of the working fluid enters the nozzle 4.
В процессе заполнения полузамкнутой полости 1, давление и температура в ней скачкообразно увеличиваются, что приводит к образованию детонации. Одновременно часть плоской сверхзвуковой сходящейся к центру струи, которая не участвовала в рабочем процессе, проходящем в детонационной камере 1, устремляется в сопло и натекает на устройство для создания ударных волн 6. Образуется система скачков уплотнений, в которых происходит резкое повышение температуры и давления. В свою очередь это приводит к детонационному дожиганию рабочего тела в насадке 4 и дальнейшему его истечению. In the process of filling a semi-closed cavity 1, the pressure and temperature in it increase stepwise, which leads to the formation of detonation. At the same time, a part of the plane supersonic convergent to the center of the jet, which did not participate in the working process taking place in the detonation chamber 1, rushes into the nozzle and flows onto the device for creating shock waves 6. A system of seal jumps is formed in which a sharp increase in temperature and pressure occurs. In turn, this leads to detonation afterburning of the working fluid in nozzle 4 and its further outflow.
Более полное использование энергетических характеристик рабочего тела приводит к повышению экономичности работы двигателя, т.е. к повышению удельного импульса тяги. A more complete use of the energy characteristics of the working fluid leads to increased efficiency of the engine, i.e. to increase the specific impulse of thrust.
Кроме того, когда детонационная волна встречается с тяговой стенкой, расположенной в передней части камеры ПДДГ, она рикошетирует от нее, ускоряя большую часть продуктов сгорания в сторону сопла. При этом они "пробивают" плоскую сверхзвуковую газовую струю, образуя новую систему скачков уплотнений (ударных и детонационных волн) на устройстве создания ударных волн 6, что также способствует более полному догоранию рабочего тела. Кроме того, истечение отраженных детонационных волн через сопло приводит к дополнительному увеличению осевой составляющей силы тяги, что также приводит к повышению экономичности работы двигателя. In addition, when the detonation wave meets the traction wall located in front of the PDDG chamber, it ricochets away from it, accelerating most of the combustion products towards the nozzle. Moreover, they “pierce” a flat supersonic gas jet, forming a new system of shock waves (shock and detonation waves) on the device for creating shock waves 6, which also contributes to a more complete burning of the working fluid. In addition, the outflow of reflected detonation waves through the nozzle leads to an additional increase in the axial component of the thrust force, which also leads to an increase in the efficiency of the engine.
Подбирая конфигурацию и месторасположения устройства для создания ударных волн можно добиться наибольшей экономичности работы двигателя. Choosing the configuration and location of the device for creating shock waves, you can achieve the greatest efficiency of the engine.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU93029474A RU2066779C1 (en) | 1993-06-10 | 1993-06-10 | Reaction nozzle of detonation combustion pulsating engine with central body |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU93029474A RU2066779C1 (en) | 1993-06-10 | 1993-06-10 | Reaction nozzle of detonation combustion pulsating engine with central body |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU93029474A RU93029474A (en) | 1995-12-27 |
| RU2066779C1 true RU2066779C1 (en) | 1996-09-20 |
Family
ID=20142689
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU93029474A RU2066779C1 (en) | 1993-06-10 | 1993-06-10 | Reaction nozzle of detonation combustion pulsating engine with central body |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2066779C1 (en) |
Cited By (15)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2179254C2 (en) * | 2000-02-15 | 2002-02-10 | Малышев Валентин Всеволодович | Method and device for developing thrust |
| RU2195565C2 (en) * | 1997-08-12 | 2002-12-27 | Спейс Аксесс, Ллс | Ramjet engine |
| RU2200864C2 (en) * | 2001-01-31 | 2003-03-20 | Миленький Виктор Юрьевич | Pulsejet engine (versions) |
| RU2259493C1 (en) * | 2004-03-11 | 2005-08-27 | Кочетков Борис Федорович | Method of and turbojet engine for creating reactive thrust |
| RU2260704C1 (en) * | 2004-02-13 | 2005-09-20 | Кочетков Борис Федорович | Method of reactive motion and device for its implementation i form of compressorless air-jet engine |
| WO2006057577A1 (en) * | 2004-11-22 | 2006-06-01 | T Biznesa Obschestvo S Ogranic | Intermittent detonation combustion engine |
| RU2293866C2 (en) * | 2005-04-06 | 2007-02-20 | Институт теплофизики экстремальных состояний Объединенный институт высоких температур РАН | Chamber of detonation combustion puslejet engine |
| RU2300005C2 (en) * | 2005-08-12 | 2007-05-27 | Константин Валентинович Мигалин | Pulsejet engine |
| RU2300004C2 (en) * | 2005-08-12 | 2007-05-27 | Константин Валентинович Мигалин | Pulsejet engine |
| RU2330979C2 (en) * | 2006-08-30 | 2008-08-10 | ИНСТИТУТ ГИДРОДИНАМИКИ им. М.А. Лаврентьева СО РАН (ИГиЛ СО РАН) | Method of thrust generation |
| RU2391528C2 (en) * | 2004-04-30 | 2010-06-10 | Уилльям Энтони ДЕННЕ | Intermittent-cycle air-jet engine |
| RU2410557C2 (en) * | 2004-05-13 | 2011-01-27 | Виктор Семенович Холковский | Method of obtaining reactive thrust of reflected detonation wave and electro-thermal engine for its implementation |
| US8402745B2 (en) | 2004-04-30 | 2013-03-26 | William Anthony Denne | Pulse jet engines |
| RU2684352C1 (en) * | 2018-07-16 | 2019-04-08 | Общество С Ограниченной Ответственностью "Пульсирующие Детонационные Технологии" | Adjustable pulsative gas dynamic detonation resonator output device for draw production |
| US20230313757A1 (en) * | 2020-12-16 | 2023-10-05 | Obshchestvo S Ogranichennoj Otvetstvennost'yu "Vasp Ejrkraft" | Pulse detonation jet engine |
-
1993
- 1993-06-10 RU RU93029474A patent/RU2066779C1/en active
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Р.И.Курзинер. Реактивные двигатели для больших сверхзвуковых скоростей полета. М.: Машиностроение, 1989, с. 214 - 216. Патент Великобритании N 1118078, МПК - F 02K 7/00, оп. 1968. * |
Cited By (17)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2195565C2 (en) * | 1997-08-12 | 2002-12-27 | Спейс Аксесс, Ллс | Ramjet engine |
| RU2179254C2 (en) * | 2000-02-15 | 2002-02-10 | Малышев Валентин Всеволодович | Method and device for developing thrust |
| RU2200864C2 (en) * | 2001-01-31 | 2003-03-20 | Миленький Виктор Юрьевич | Pulsejet engine (versions) |
| RU2260704C1 (en) * | 2004-02-13 | 2005-09-20 | Кочетков Борис Федорович | Method of reactive motion and device for its implementation i form of compressorless air-jet engine |
| RU2259493C1 (en) * | 2004-03-11 | 2005-08-27 | Кочетков Борис Федорович | Method of and turbojet engine for creating reactive thrust |
| RU2391528C2 (en) * | 2004-04-30 | 2010-06-10 | Уилльям Энтони ДЕННЕ | Intermittent-cycle air-jet engine |
| US8402745B2 (en) | 2004-04-30 | 2013-03-26 | William Anthony Denne | Pulse jet engines |
| RU2410557C2 (en) * | 2004-05-13 | 2011-01-27 | Виктор Семенович Холковский | Method of obtaining reactive thrust of reflected detonation wave and electro-thermal engine for its implementation |
| RU2282044C1 (en) * | 2004-11-22 | 2006-08-20 | Бордовский Антон Владимирович | Detonation combustion pulsejet engine |
| WO2006057577A1 (en) * | 2004-11-22 | 2006-06-01 | T Biznesa Obschestvo S Ogranic | Intermittent detonation combustion engine |
| RU2293866C2 (en) * | 2005-04-06 | 2007-02-20 | Институт теплофизики экстремальных состояний Объединенный институт высоких температур РАН | Chamber of detonation combustion puslejet engine |
| RU2300005C2 (en) * | 2005-08-12 | 2007-05-27 | Константин Валентинович Мигалин | Pulsejet engine |
| RU2300004C2 (en) * | 2005-08-12 | 2007-05-27 | Константин Валентинович Мигалин | Pulsejet engine |
| RU2330979C2 (en) * | 2006-08-30 | 2008-08-10 | ИНСТИТУТ ГИДРОДИНАМИКИ им. М.А. Лаврентьева СО РАН (ИГиЛ СО РАН) | Method of thrust generation |
| RU2684352C1 (en) * | 2018-07-16 | 2019-04-08 | Общество С Ограниченной Ответственностью "Пульсирующие Детонационные Технологии" | Adjustable pulsative gas dynamic detonation resonator output device for draw production |
| US20230313757A1 (en) * | 2020-12-16 | 2023-10-05 | Obshchestvo S Ogranichennoj Otvetstvennost'yu "Vasp Ejrkraft" | Pulse detonation jet engine |
| US11994090B2 (en) * | 2020-12-16 | 2024-05-28 | Obshchestvo S Ogranichennoj Otvetstvennost'yu “Vasp Ejrkraft” | Pulse detonation jet engine |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2066779C1 (en) | Reaction nozzle of detonation combustion pulsating engine with central body | |
| US4726279A (en) | Wake stabilized supersonic combustion ram cannon | |
| RU2080466C1 (en) | Combined chamber of detonation combustion pulsejet engine | |
| RU94031235A (en) | Chamber of pulse detonation engine | |
| RU93029474A (en) | REACTIVE SOPLO | |
| RU93031541A (en) | COMBINED CAMERA PDDG | |
| RU2078974C1 (en) | Adjustable detonation chamber of pulsejet engine | |
| US4175380A (en) | Low noise gas turbine | |
| US3303643A (en) | Method and structure for supplying and confining fluid in a reaction chamber | |
| US3684215A (en) | Missile | |
| GB1185193A (en) | Improvements in or relating to Flying Bodies | |
| RU2078969C1 (en) | Pulsejet engine detonation chamber | |
| US4897995A (en) | Liquid turbojet engine | |
| RU2056519C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
| RU2059852C1 (en) | Pulse hypersonic ram-jet engine | |
| RU93055657A (en) | DETONATION CAMERA | |
| RU93031484A (en) | PDG detonation chamber | |
| RU52939U1 (en) | DETONATION CAMERA | |
| CN117128107A (en) | Dual-mode knocking thrust chamber | |
| RU2070652C1 (en) | Hybrid-propellant rocket engine | |
| KR20030025908A (en) | Shaped charge engine | |
| RU6838U1 (en) | Pulsating Air-Jet Detonation Combustion Engine | |
| CN206360801U (en) | A kind of pulse-knocking engine of side air inlet | |
| RU7145U1 (en) | CAMERA OF A PULSING ENGINE OF DETONATION COMBUSTION | |
| SU731188A1 (en) | Acoustic injector |