RU2142058C1 - Пульсирующий двигатель детонационного горения типа порфед - Google Patents
Пульсирующий двигатель детонационного горения типа порфед Download PDFInfo
- Publication number
- RU2142058C1 RU2142058C1 RU97119751A RU97119751A RU2142058C1 RU 2142058 C1 RU2142058 C1 RU 2142058C1 RU 97119751 A RU97119751 A RU 97119751A RU 97119751 A RU97119751 A RU 97119751A RU 2142058 C1 RU2142058 C1 RU 2142058C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- ramjet
- detonation
- pulse
- engines
- Prior art date
Links
Landscapes
- Fuel-Injection Apparatus (AREA)
- Electrical Control Of Air Or Fuel Supplied To Internal-Combustion Engine (AREA)
Abstract
Пульсирующий двигатель детонационного горения содержит смонтированные в едином корпусе и образующие блочную конструкцию двухрежимный прямоточный воздушно-реактивный двигатель с входным диффузором и соплом и расположенный во внутреннем корпусе пульсирующий двигатель с центральным телом и корпусом. Пульсирующий двигатель выполнен детонационного горения. Внутренний корпус выполнен с окнами, а конус - выдвижным. На центральном теле размещены элементы системы подачи компонентов пульсирующего двигателя детонационного горения и системы инициирования. На входе в пульсирующий и прямоточный двигатели и на выходе из последнего установлены створки. Внутренний корпус закреплен в едином корпусе с помощью пилонов, за которыми установлены исполнительные элементы системы подачи компонентов в камеру сгорания прямоточного двигателя и их воспламенения. Элементы управления створками и всеми системами двигателя входят в состав общей системы управления. Такое выполнение двигателя расширяет диапазоны режимов его работы. 1 ил.
Description
Изобретение относится к энергосиловым установкам, не имеющим турбин или иных двигателей, приводящих компрессор или нагнетатель, а точнее - к комбинированным прямоточно-пульсирующим воздушно-реактивным двигателям.
Имеется опыт применения двигателей, состоящих, например, из турбореактивных (ТРД) и ракетных (РД) двигателей или их комбинаций, имеющих общий привод и размещенных в едином корпусе. В массовом отношении такие двигатели выгоднее, чем простая комбинация ТРД и РД.
Известен ракетно-турбинный двигатель комбинированного типа, представленный на рис. 5.3. Р.И.Курзинера "Реактивные двигатели для больших сверхзвуковых скоростей полета". М.: Машиностроение, 1989, с. 167. Данный двигатель ATR предложен для перспективного одноступенчатого ВКС военного назначения и может быть отработан, как утверждают зарубежные специалисты, через 10...15 лет. Для такого типа двигателя характерно расширение диапазона достигаемых скоростей и высот полета. Несмотря на то, что данный тип двигателя еще не освоен ни одной страной, дальнейшее развитие ракетной и космической техники уже сейчас требует своего дальнейшего совершенствования, например, при разработке и создании аэродинамического самолета. Для летательных аппаратов, перспективных до 2000 г. и далее, требуется широкий диапазон плавного изменения скорости их полета, начиная от дозвуковых и кончая гиперзвуковым, а также, чтобы их двигатели работали экономично на любых высотах вплоть до безвоздушного пространства.
Наиболее близким по принципу работы и техническому устройству является решение, описанное в заявке DE 3644020 A1, МПК F 02 K 7/10, 1987 г. Однако существенным недостатком существующих и предполагаемых в обозримом будущем схем и конструкций комбинированных двигателей является наличие в них подвижных частей, что усложняет и утяжеляет их устройство, уменьшает ресурс работы и т.д.
Задача изобретения состоит в реализации полета летательного аппарата (ЛА) в широком диапазоне высот и скоростей.
Решение поставленной задачи осуществляется за счет объединения в одной конструкции различных типов двигателей.
Поставленная задача достигается тем, что в единой блочной конструкции размещены двухрежимный прямоточный воздушно-реактивный двигатель с входным диффузором и соплом совместно с пульсирующим двигателем с центральным телом и конусом. Отличительной особенностью конструкции является то, что пульсирующий двигатель использует детонационное горение. Элементы системы подачи компонентов пульсирующего двигателя детонационного горения размещены на центральном теле с выдвижным конусом. На входе в пульсирующий и прямоточный двигатели и на выходе из последнего установлены створки, при этом внутренний корпус, имеющий окна, закреплен в едином корпусе с помощью пилонов, за которыми установлены исполнительные элементы системы подачи компонентов в камеру сгорания прямоточного двигателя и их воспламенения, причем элементы управления створками и всеми системами двигателя входят в состав общей системы управления.
На чертеже представлена конструктивно-компоновочная схема комбинированного ПДДГ, которая представляет собой комбинацию двух двигателей: ПДДГ и двухрежимного ПВРД, объединенных в единой конструкции. ПДДГ (1) предназначен для создания тяги на малых скоростях полета летательного аппарата (ЛА) в условиях космического пространства и на всех промежуточных режимах работы двигателя. ПВРД (2) предназначен для создания тяги на больших скоростях полета ЛА.
ПДДГ состоит из корпуса 3 с окнами, центрального тела 4, системы подачи компонентов топлива 5, системы инициирования 6, выдвижного конуса 7, створок 8.
Двухрежимный ПВРД состоит из корпуса 9 со створками 10 и элементов системы подачи компонентов топлива 11.
Комбинированный ПДДГ может функционировать в нескольких режимах работы. При этом подачу компонентов топлива в ПВРД и в ПДДГ осуществляет единая система подачи компонентов топлива и по команде от общей системы управления работой комбинированного двигателя.
Первый режим работы комбинированного двигателя - совместный режим ПДДГ с эжекторным усилителям тяги.
Исходное положение. ЛА находится в предстартовом положении. При этом створки 8 ПДДГ находятся в исходном (нейтральном) положении, передние створки 10 ПВРД подняты, а задние (выходные) - в исходном (нейтральном) положении. Выдвижной конус 7 в исходном (задвинутом) положении. Перед запуском двигателя детонационная камера ПДДГ первоначально заполняется рабочей смесью из системы подачи компонентов топлива 5. Происходит заполнение полости "б". По окончании ее заполнения система инициирования 6 выдает детонационный импульс, под действием которого рабочая смесь детонирует. Образовавшаяся детонационная волна распространяется только в сторону выходного сопла. Распространению ее вперед препятствует система скачков уплотнений, образовавшаяся в результате взаимодействия детонационной волны с центральным телом 4. Детонационная волна, выходя из сопла ПДДГ, превращается в ударную волну, которая, направляясь к выходной части корпуса 9, создает на его входе разрежение. За счет возникающего эффекта эжекции создается дополнительная составляющая тяги.
Кроме того, за счет движения детонационной волны в корпусе 3 ПДДГ создается эжектирующий эффект в полости "а", что обеспечивает процессы продувки, подачи компонента топлива и смесеобразования, а также заполнения внутреннего объема корпуса 3 очередной порцией рабочей смеси. Далее процесс повторяется. При этом в детонационную камеру ПДДГ в качестве топлива подается только горючее, а в качестве окислителя используется воздух из окружающей среды.
Тяга комбинированного двигателя на первом режиме его работы создается за счет взаимодействия детонационной волны с центральным телом, за счет истечения продуктов детонации через сопло и за счет эжектирующего эффекта, возникающего на входе в ПВРД. За счет создавшейся тяги ЛА трогается с места.
Второй режим работы комбинированного ПДДГ - совместный режим ПДДГ и ПВРД. Данный режим осуществляется в процессе полета ЛА до скоростей с M ≤ 3.
Исходное положение. ЛА находится в полете на траектории. При этом створки 8 ПДДГ прикрыты, а выдвижной конус 7 выдвинут настолько, что обеспечивается заданный режим работы ПДДГ.
Передние и задние створки 10 ПВРД прикрыты. Передние створки обеспечивают заданный расход воздуха, а задние - требуемое значение площади критического сечения, образуемой между срезом сопла ПДДГ и створками 10.
Работает ПДДГ аналогично вышеописанному режиму. Компонентами топлива для ПВРД являются горючее из системы подачи 5 и в качестве окислителя воздух окружающей среды.
Запуску ПВРД предшествует процесс заполнения полости "а" рабочей смесью. По мере ее заполнения подается команда на воспламенение. Как подача горючего, так и воспламенение рабочей смеси осуществляются элементами подачи компонентов топлива и их воспламенения 11. Тяга ПВРД создается за счет истечения продуктов сгорания из камеры сгорания.
Общая тяга, необходимая для перемещения ЛА и создаваемая комбинированным двигателем, складывается из тяг, создаваемых как ПДДГ, так и ПВРД.
Третий режим работы комбинированного двигателя - совместный режим ПДДГ и гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ГПВРД). Данный режим осуществляется в процессу полета ЛА со скоростями M > 3.
Исходное положение. ЛА находится в полете, при этом передние створки 10 ПВРД находятся в нейтральном положении, а задние - в открытом положении, что обеспечивает процесс сверхзвукового горения рабочей смеем в камере ПВРД и дальнейший разгон продуктов сгорания. Положение остальных подвижных частей соответствует второму режиму работы, но с настройкой их на заданный режим работы двигателя, соответствующий требуемой скорости полета ЛА.
Отличительной особенностью работы двигателя на данном режиме является то, что сверхзвуковой поток воздуха практически не тормозится в камере ПВРД, что обеспечивает в ней процесс сверхзвукового горения. Так как течение продуктов сгорания в ПВРД сверхзвуковое, то необходимость в создании критического сечения отпадает и дальнейший разгон продуктов сгорания осуществляется за счет увеличения площади поперечного сечения выходного канала сопла.
Общая тяга комбинированного двигателя складывается из тяги ПДДГ и ГПВРД, однако основную составляющую тяги создает ГПВРД.
Четвертый режим работы комбинированного двигателя - двухконтурный ПДДГ. Данный режим работы используется в процессе полета ЛА в разреженных слоях атмосферы или в космическом пространстве.
Исходное положение. ЛА находится в полете в разреженных слоях атмосферы или в космическом пространстве. При этом створки 8 ПДДГ закрыты полностью, выдвижной конус 7 находится в исходном положении, передние створки 10 ПВРД закрыты, а задние - открыты, что образует второй контур ПДДГ. Двухкомпонентная рабочая смесь, состоящая как из горючего, так и из окислителя заполняет полости "а", "б" и "в" двигателя с помощью системы подачи компонентов 5. По мере их заполнения от системы инициирования 6 по команде системы управления двигателем поступает детонационный импульс. Рабочая смесь, находящаяся в полости "б", детонирует. Образовавшаяся детонационная волна начинает распространяться в сторону сопла ПДДГ. Кроме того, она через специальные окна, выполненные в корпусе 3, распространяется во второй контур ПДДГ (полость "в" ПВРД) и вызывает в нем детонацию рабочей смеси. Образовавшаяся детонационная волна устремляется в сторону сопла ПВРД. В дальнейшем процесс повторяется вновь с частотой, задаваемой системой управления двигателем.
Тяга комбинированного двигателя создается как за счет взаимодействия детонационных волн с закрытыми створками 8 и 10, так и за счет истечения продуктов детонации через выходные сопла обоих контуров.
Предложенная конструктивная схема комбинированного двигателя даст возможности для разработки в следующем столетии как нового пилотируемого транспортно-космического и аэрокосмического летательных аппаратов, так и новых видов оружия.
Предложенная схема позволит расширить диапазон изменения скорости летательного аппарата, начиная от дозвуковых ее значений и кончая гиперзвуковым на различных высотах его полета.
Конструктивное выполнение различных типов двигателей в едином устройстве позволяет значительно улучшить массовые и геометрические характеристики летательных аппаратов по сравнению с автономным их использованием. Кроме того, для пульсирующих двигателей детонационного горения характерны малые расходы компонентов топлива и низкие давления их подачи в детонационную камеру, простота конструкции и отсутствие подвижных частей, высокая экономичность и сложность обнаружения летательного аппарата средствами ПВО и ПРО. Данный тип двигателя работает на всей траектории полета и может использовать такие компоненты топлива, которые имеют широкую, разнообразную и дешевую сырьевую базу.
Claims (1)
- Пульсирующий двигатель детонационного горения, содержащий смонтированные в едином корпусе и образующие блочную конструкцию двухрежимный прямоточный воздушно-реактивный двигатель с входным диффузором и соплом, и расположенный во внутреннем корпусе пульсирующий двигатель с центральным телом и конусом, отличающийся тем, что пульсирующий двигатель выполнен детонационного горения, внутренний корпус - с окнами, конус - выдвижным, на центральном теле размещены элементы системы подачи компонентов пульсирующего двигателя детонационного горения и системы иницирования, на входе в пульсирующий и прямоточный двигатели и на выходе из последнего установлены створки, при этом внутренний корпус закреплен в едином корпусе с помощью пилонов, за которыми установлены исполнительные элементы системы подачи компонентов в камеру сгорания прямоточного двигателя и их воспламенения, причем элементы управления створками и всеми системами двигателя входят в состав общей системы управления.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU97119751A RU2142058C1 (ru) | 1997-11-18 | 1997-11-18 | Пульсирующий двигатель детонационного горения типа порфед |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU97119751A RU2142058C1 (ru) | 1997-11-18 | 1997-11-18 | Пульсирующий двигатель детонационного горения типа порфед |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU97119751A RU97119751A (ru) | 1999-08-10 |
RU2142058C1 true RU2142058C1 (ru) | 1999-11-27 |
Family
ID=20199450
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU97119751A RU2142058C1 (ru) | 1997-11-18 | 1997-11-18 | Пульсирующий двигатель детонационного горения типа порфед |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2142058C1 (ru) |
Cited By (12)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US7886516B2 (en) | 2006-12-18 | 2011-02-15 | Aerojet-General Corporation | Combined cycle integrated combustor and nozzle system |
RU2443893C1 (ru) * | 2010-07-02 | 2012-02-27 | Константин Валентинович Мигалин | Пульсирующий воздушно-реактивный детонационный двигатель |
RU2453719C1 (ru) * | 2010-11-09 | 2012-06-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Способ организации горения в гиперзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе и гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель |
RU2516923C2 (ru) * | 2007-11-29 | 2014-05-20 | Астриум Сас | Устройство кормовой части корпуса космического летательного аппарата |
RU2524591C1 (ru) * | 2012-12-11 | 2014-07-27 | Александр Юрьевич Соколов | Гиперзвуковой, воздушно реактивный двигатель с детонационно-пульсирующей камерой сгорания, с совмещением гиперзвукового реактивного потока со сверхзвуковым прямоточным "один в другом" |
RU2608426C2 (ru) * | 2015-05-26 | 2017-01-18 | Виктор Серафимович Бахирев | Универсальный воздушно-реактивный двигатель |
RU2626278C2 (ru) * | 2015-03-20 | 2017-07-25 | Виктор Серафимович Бахирев | Комбинированный воздушно-реактивный двигатель |
RU2654292C2 (ru) * | 2016-03-30 | 2018-05-17 | Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт машиноведения им. А.А. Благонравова Российской академии наук (ИМАШ РАН) | Способ работы воздушно-реактивного двигателя и устройство для его реализации (варианты) |
CN109667684A (zh) * | 2018-12-26 | 2019-04-23 | 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学 | 推力矢量控制的连续爆震吸气式发动机以及飞行器 |
RU193718U1 (ru) * | 2018-09-27 | 2019-11-11 | Тимашев Игорь Васильевич | Стартовый двигатель зжатого воздуха-жидкого топлива |
RU2706870C1 (ru) * | 2019-02-25 | 2019-11-21 | Общество с ограниченной ответственностью "Новые физические принципы" | Воздушно-реактивный детонационный двигатель на твердом топливе и способ его функционирования |
RU2806265C1 (ru) * | 2023-02-14 | 2023-10-30 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Система запуска прямоточного воздушно-реактивного двигателя |
-
1997
- 1997-11-18 RU RU97119751A patent/RU2142058C1/ru active
Cited By (13)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US8701379B2 (en) | 2006-12-18 | 2014-04-22 | Aerojet-General Corporation | Combined cycle integrated combustor and nozzle system |
US7886516B2 (en) | 2006-12-18 | 2011-02-15 | Aerojet-General Corporation | Combined cycle integrated combustor and nozzle system |
RU2516923C2 (ru) * | 2007-11-29 | 2014-05-20 | Астриум Сас | Устройство кормовой части корпуса космического летательного аппарата |
RU2443893C1 (ru) * | 2010-07-02 | 2012-02-27 | Константин Валентинович Мигалин | Пульсирующий воздушно-реактивный детонационный двигатель |
RU2453719C1 (ru) * | 2010-11-09 | 2012-06-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Способ организации горения в гиперзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе и гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель |
RU2524591C1 (ru) * | 2012-12-11 | 2014-07-27 | Александр Юрьевич Соколов | Гиперзвуковой, воздушно реактивный двигатель с детонационно-пульсирующей камерой сгорания, с совмещением гиперзвукового реактивного потока со сверхзвуковым прямоточным "один в другом" |
RU2626278C2 (ru) * | 2015-03-20 | 2017-07-25 | Виктор Серафимович Бахирев | Комбинированный воздушно-реактивный двигатель |
RU2608426C2 (ru) * | 2015-05-26 | 2017-01-18 | Виктор Серафимович Бахирев | Универсальный воздушно-реактивный двигатель |
RU2654292C2 (ru) * | 2016-03-30 | 2018-05-17 | Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт машиноведения им. А.А. Благонравова Российской академии наук (ИМАШ РАН) | Способ работы воздушно-реактивного двигателя и устройство для его реализации (варианты) |
RU193718U1 (ru) * | 2018-09-27 | 2019-11-11 | Тимашев Игорь Васильевич | Стартовый двигатель зжатого воздуха-жидкого топлива |
CN109667684A (zh) * | 2018-12-26 | 2019-04-23 | 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学 | 推力矢量控制的连续爆震吸气式发动机以及飞行器 |
RU2706870C1 (ru) * | 2019-02-25 | 2019-11-21 | Общество с ограниченной ответственностью "Новые физические принципы" | Воздушно-реактивный детонационный двигатель на твердом топливе и способ его функционирования |
RU2806265C1 (ru) * | 2023-02-14 | 2023-10-30 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Система запуска прямоточного воздушно-реактивного двигателя |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US7762077B2 (en) | Single-stage hypersonic vehicle featuring advanced swirl combustion | |
US6666018B2 (en) | Combined cycle pulse detonation turbine engine | |
US6442930B1 (en) | Combined cycle pulse detonation turbine engine | |
US5159809A (en) | Highly adaptable combined propulsion engine for an aircraft or a space-going airplane | |
US6668542B2 (en) | Pulse detonation bypass engine propulsion pod | |
US7520123B2 (en) | Mixing-enhancement inserts for pulse detonation chambers | |
US8256203B1 (en) | Rocket based combined cycle propulsion unit having external rocket thrusters | |
US20140196460A1 (en) | Ramjet including a detonation chamber and aircraft comprising such a ramjet | |
US20080128547A1 (en) | Two-stage hypersonic vehicle featuring advanced swirl combustion | |
RU2142058C1 (ru) | Пульсирующий двигатель детонационного горения типа порфед | |
US6857261B2 (en) | Multi-mode pulsed detonation propulsion system | |
US7685806B2 (en) | Method and apparatus for supersonic and shock noise reduction in aircraft engines using pneumatic corrugations | |
US5513571A (en) | Airbreathing propulsion assisted gun-launched projectiles | |
CN112797442A (zh) | 旋转爆轰燃烧的方法和系统 | |
US20200025150A1 (en) | Ramjet propulsion method | |
US6981364B2 (en) | Combine engine for single-stage spacecraft | |
US20070119149A1 (en) | Hyperjet | |
US4713823A (en) | Pre-combustion integrated Ram airbreathing laser | |
US20230193856A1 (en) | Multi-mode propulsion system | |
US4338783A (en) | Two-stage hypersonic ramjet | |
CN113153577B (zh) | 一种多级旋转爆震火箭冲压组合发动机 | |
RU16613U1 (ru) | Комбинированный двигатель для летательных аппаратов | |
US7950235B1 (en) | Jet engine | |
RU2106511C1 (ru) | Ракетно-турбинный двигатель комбинированного типа | |
RU2602656C1 (ru) | Возвращаемая ступень ракеты-носителя, способ ее работы и газотурбинный двигатель |