RU2293866C2 - Chamber of detonation combustion puslejet engine - Google Patents
Chamber of detonation combustion puslejet engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2293866C2 RU2293866C2 RU2005109863/06A RU2005109863A RU2293866C2 RU 2293866 C2 RU2293866 C2 RU 2293866C2 RU 2005109863/06 A RU2005109863/06 A RU 2005109863/06A RU 2005109863 A RU2005109863 A RU 2005109863A RU 2293866 C2 RU2293866 C2 RU 2293866C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- chamber
- detonation
- air
- section
- detonation combustion
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано при проектировании летательных аппаратов (ЛА) различного назначения с пульсирующими двигателями детонационного горения (ПДДГ).The invention relates to the field of aviation technology and can be used in the design of aircraft for various purposes with pulsating detonation combustion engines (PDDG).
Известные камеры ПДДГ включают в себя детонационную трубу (камеру сгорания) с соплом, открытую с одного или двух торцов канала трубы, и снабженную инжекторами для горючего и окислителя, инициирующим устройством [1, 2]. Для повышения эффективности их работы в составе силовых установок с ПДДГ дополнительно применяются устройства (один или группа компрессоров) для подачи предварительно сжатого воздуха, используемого в качестве окислителя, что приводит к увеличению весогабаритных характеристик ЛА [3]. Известно, что устройство камеры по патенту №2034996, требующее для своего функционирования выполнение ряда условий, в частности, подачи на вход сжатого воздуха с начальным давлением Р0>2 кг/см2 на всех режимах от старта до полета ЛА с максимальной скоростью, накладывает ограничение на использование ПДДГ. Известна камера сгорания с воздухозаборным устройством, включающим дозвуковые диффузоры, при этом ПДДГ выполняет вспомогательную функцию создания тяги в ограниченном диапазоне скоростей полета ЛА с числом маха (М) в интервале 2<М<3 и не работает на остальных режимах полета, являясь при этом дополнительным грузом (патент 2130407). Известна камера ПДДГ по патенту 2059852 с воздухозаборником, состоящим из конической поверхности, переходящей в цилиндрическую, для увеличения подачи воздуха, что обеспечивает только дополнительный разгон и крейсерский режим при сверхзвуковых скоростях полета ЛА (М=3,5-4).Known PDDG chambers include a detonation tube (combustion chamber) with a nozzle open from one or two ends of the pipe channel, and equipped with injectors for fuel and oxidizer, an initiating device [1, 2]. To increase the efficiency of their work as part of power plants with PDDG, additional devices (one or a group of compressors) are used to supply pre-compressed air used as an oxidizing agent, which leads to an increase in weight and size characteristics of the aircraft [3]. It is known that the camera device according to patent No. 2034996, which requires for its functioning to fulfill a number of conditions, in particular, supply compressed air with an initial pressure P 0 > 2 kg / cm 2 at all speeds from launch to flight of the aircraft at maximum speed, imposes restriction on the use of SDG. A known combustion chamber with an air intake device including subsonic diffusers, while the PDDG performs the auxiliary function of creating thrust in a limited range of aircraft flight speeds with a Mach number (M) in the range of 2 <M <3 and does not work in other flight modes, being additional cargo (patent 2130407). Known PDDG camera according to patent 2059852 with an air intake consisting of a conical surface turning into a cylindrical one to increase air supply, which provides only additional acceleration and cruising mode at supersonic aircraft flight speeds (M = 3.5-4).
Наиболее близким к заявляемому изобретению по технической сущности (достигаемой цели и эффекту действия) и совокупности признаков (прототипом) является патент 2078969, в котором камера ПДДГ имеет плоскую форму тяговой (передней) стенки, переходящую в цилиндрическую форму, а противоположный (задний) торец камеры открыт и снабжен соплом типа сопла ракетного двигателя. Воздухозаборник (струйный ускоритель воздушного потока) выполнен в виде осесимметричного канала и заканчивается сверхзвуковым соплом, переходящим в полость камеры и соединяющим ее с источником воздуха, что позволяет достичь сверхзвуковой скорости подачи воздуха. Для работы камеры в этих условиях скорость воздушного потока на входе в нее должна быть достаточной для равномерного заполнения объема детонационной секции камеры, при этом поступление сверхзвукового потока воздуха через проточный канал входного устройства воздухозаборника обеспечивается после набора скорости полета ЛА в диапазоне чисел Маха М=2-4. Недостатком камеры прототипа является обеспечение работы ПДДГ только на гиперзвуковых скоростях полета ЛА и не использование ее на участках взлета, разгона, торможения и посадки.Closest to the claimed invention in technical essence (the achieved goal and the effect of action) and the totality of features (prototype) is patent 2078969, in which the PDDG camera has a flat traction (front) wall, turning into a cylindrical shape, and the opposite (rear) end of the camera open and equipped with a nozzle type rocket engine nozzle. The air intake (jet air stream accelerator) is made in the form of an axisymmetric channel and ends with a supersonic nozzle passing into the chamber cavity and connecting it to the air source, which allows to achieve a supersonic air supply speed. For the chamber to work under these conditions, the air flow rate at the entrance to it must be sufficient to uniformly fill the volume of the detonation section of the chamber, while the supersonic air flow through the flow channel of the air intake inlet device is ensured after the aircraft flight speed is set in the range of Mach numbers M = 2- four. The disadvantage of the camera of the prototype is to ensure the operation of the PDDG only at hypersonic flight speeds of the aircraft and not to use it in the areas of takeoff, acceleration, braking and landing.
Целью изобретения является расширение диапазона работы камеры ПДДГ на малых скоростях полета ЛА, когда не обеспечивается необходимое давление воздуха на входе камеры от дополнительного воздухозаборного устройства за счет введения компрессорной секции (предкамеры сжатого воздуха).The aim of the invention is to expand the range of operation of the PDDG camera at low speeds of flight of the aircraft, when the necessary air pressure at the inlet of the chamber from the additional air intake device is not provided due to the introduction of the compressor section (compressed air chamber).
Заявленное изобретение направлено на улучшение характеристик ПДДГ за счет изменения конструкции его камеры, которая имеет в компрессорной секции воздухозаборник (в виде створки, окна, отверстия, пазов в боковой поверхности) для забора (ввода) окружающего воздуха и тяговую стенку в виде подвижного поршня для предварительного сжатия зашедшего туда окружающего воздуха и подачи его через перепускной канал в детонационную секцию.The claimed invention is aimed at improving the characteristics of the PDDG by changing the design of its chamber, which has an air intake in the compressor section (in the form of a sash, window, hole, grooves in the side surface) for intake (input) of ambient air and a traction wall in the form of a movable piston for preliminary compressing the ambient air that entered there and supplying it through the bypass channel to the detonation section.
Технический результат, достигаемый при реализации изобретения, состоит в повышении эффективности использования ПДДГ при низких скоростях полета ЛА. Указанный технический результат достигается усовершенствованием системы подачи воздуха в рабочий объем камеры ПДДГ и тем, что тяговая стенка закрытого торца детонационной секции камеры представляет собой подвижный поршень, который сжимает зашедший через воздузаборник окружающий воздух до давления 5 кг/см2 и обеспечивает его подачу в детонационную секцию камеры через перепускной канал. В предлагаемом устройстве компрессорная секция предназначена для предварительного сжатия затекающего воздуха, а детонационная секция - для сгорания горючего.The technical result achieved by the implementation of the invention is to increase the efficiency of using PDDG at low aircraft speeds. The indicated technical result is achieved by improving the air supply system to the working volume of the PDDG chamber and by the fact that the traction wall of the closed end of the detonation section of the chamber is a movable piston that compresses the ambient air that has entered through the air intake to a pressure of 5 kg / cm 2 and ensures its supply to the detonation section cameras through the bypass channel. In the proposed device, the compressor section is designed for pre-compression of the flowing air, and the detonation section is for combustion of fuel.
Устройство включает находящийся в корпусе камеры цилиндр с подвижно установленным в нем поршнем, рабочая (тяговая) поверхность которого ограничивает объем детонационной секции камеры, а компрессорная поверхность поршня - объем компрессорной секции камеры, при этом секции камеры сообщаются между собой посредством перепускного канала. Наличие перепускного канала позволяет периодически соединять объем детонационной секции для сгорания топлива с источником окислителя - компрессорной секции для сжатия воздуха.The device includes a cylinder located in the chamber body with a piston movably mounted in it, the working (traction) surface of which limits the volume of the detonation section of the chamber, and the compressor surface of the piston limits the volume of the compressor section of the chamber, while the chamber sections communicate with each other via a bypass channel. The presence of the bypass channel allows you to periodically connect the volume of the detonation section for fuel combustion with the source of the oxidizing agent - the compressor section for air compression.
Таким образом, камера выполнена с поршневой тяговой стенкой, а в стенках камеры выполнено отверстие для прохода воздуха, сообщающее камеру с атмосферой. Для возвращения поршня используется пружинный толкатель, размещенный на торце компрессорной секции камеры.Thus, the chamber is made with a piston traction wall, and a hole for the passage of air is made in the walls of the chamber, communicating the chamber with the atmosphere. To return the piston, a spring pusher is used located at the end of the compressor section of the chamber.
Предложенное изобретение иллюстрируется чертежами. На фиг.1 схематично представлена реализация устройства, состоящего из корпуса 1, поршня 2, воздухозаборника 3, пружинного толкателя 4, компрессорной секции 5, перепускного канала 6, перепускных отверстий 7, детонационной секции 8, сопла 9, а на фиг.2 изображена циклограмма работы устройства.The proposed invention is illustrated by drawings. Figure 1 schematically shows the implementation of a device consisting of a housing 1, a piston 2, an air intake 3, a spring pusher 4, a compressor section 5, a bypass channel 6, bypass holes 7, a detonation section 8, a nozzle 9, and figure 2 shows a sequence diagram device operation.
В целях наглядности представленных чертежей устройство для инжекции горючего, а также инициирования детонационного горения в секции сгорания не изображены. Способы выполнения и рациональные варианты конструктивного исполнения таких устройств известны и могут быть. использованы в данном случае. Камера ПДДГ условно показана цилиндрической, представляющей канал круглого поперечного сечения, имеющего воздухозаборник и сопло.In order to illustrate the drawings, a device for fuel injection, as well as initiating detonation combustion in the combustion section is not shown. Methods of execution and rational options for the design of such devices are known and may be. used in this case. The PDDG chamber is conventionally shown as cylindrical, representing a channel of circular cross section with an air intake and a nozzle.
В омываемом снаружи потоком воздуха в стенке камеры показан воздузаборник, который может быть закрытым снаружи подвижным элементом и открывается при включении ПДДГ.An air inlet is shown in the chamber wall washed from the outside by an air flow, which can be a movable element that is closed from the outside and opens when PDDG is turned on.
Работа камеры происходит следующим образом.The camera operates as follows.
1. При запуске ПДДГ (первый такт на циклограмме работы, фиг.2) в компрессорную секцию 5 через воздухозаборник 3 поступает окружающий воздух, а в детонационной секции 8 создается давление от сжигания горючего, при этом поршень 2 начинает двигаться в сторону компрессорной секции камеры 5.1. When starting the PDDG (the first cycle on the operation sequence diagram, Fig. 2), the ambient air enters the compressor section 5 through the air intake 3, and the pressure from the combustion of fuel is created in the detonation section 8, while the piston 2 begins to move towards the compressor section of the chamber 5 .
2. На втором такте работы стенки цилиндрического поршня 2 перекрывают отверстие воздухозаборника 3 и происходит сжатие воздуха до давления 5 кг/см2 в компрессорной секции камеры 5.2. At the second cycle of operation, the walls of the cylindrical piston 2 block the opening of the air intake 3 and air is compressed to a pressure of 5 kg / cm 2 in the compressor section of the chamber 5.
3. На третьем такте работы происходит подача сжатого воздуха в детонационную секцию камеры 8 при совмещении отверстий перепускного канала 6 с перепускными отверстиями 7 поршня 2, имеющих больший диаметр по сравнению с диаметром отверстий перепускного канала. При этом пружинный толкатель 4 начинает сжиматься, накапливая потенциальную энергию для обеспечения обратного хода поршня 2.3. At the third cycle of operation, compressed air is supplied to the detonation section of the chamber 8 when the holes of the bypass channel 6 are combined with the bypass holes 7 of the piston 2 having a larger diameter compared to the diameter of the holes of the bypass channel. In this case, the spring pusher 4 begins to compress, accumulating potential energy to ensure the reverse stroke of the piston 2.
4. На четвертом такте работы поршень 2 возвращается в исходное положение под действием пружинного толкателя 4 и осуществляется впрыск горючего и инициирование детонационного горения. Происходит резкое повышение температуры, давления и выделение большого количества тепла, что приводит к детонационному (сверхзвуковому) горению продуктов горючего в среде воздуха. Продукты сгорания истекают через сопло и их давление создает импульс тяги двигателя.4. At the fourth cycle of operation, the piston 2 returns to its original position under the action of the spring pusher 4 and fuel is injected and detonation combustion is initiated. There is a sharp increase in temperature, pressure and the release of a large amount of heat, which leads to detonation (supersonic) combustion of fuel products in the air. The combustion products expire through the nozzle and their pressure creates an impulse of engine thrust.
После этого цикл работы камеры повторяются.After this, the camera cycle is repeated.
Проведенные расчеты показали, что предложенное конструктивное решение позволяет обеспечить окислителем (воздухом) процесс детонационного горения при режимах полета ЛА с числом 0<М<2, а отверстие воздухозаборника в омываемой снаружи потоком воздуха стенке камеры обеспечивает дополнительный приток воздуха в камеру ПДДГ. На малых скоростях (переходных режимах), когда нельзя обеспечить необходимое давление воздуха от набегающего потока на входе в ПДДГ, оно создается за счет сжатия воздуха в компрессорной секции.The calculations showed that the proposed constructive solution allows the detonation combustion process to be provided with an oxidizing agent (air) under flight conditions of an aircraft with the number 0 <M <2, and the air intake opening in the chamber wall washed by the air flow from the outside provides an additional air flow into the PDDG chamber. At low speeds (transient conditions), when it is impossible to provide the necessary air pressure from the incoming flow at the entrance to the PDDG, it is created by compressing the air in the compressor section.
Использование предложенного устройства приводит к следующему:Using the proposed device leads to the following:
1. Дополнительно подается в составе заборного воздуха кислород окружающей среды, который является окислителем для продуктов сгорания, что приводит к интенсивному протеканию химических реакций с большим выделением тепла.1. Additionally, ambient oxygen is supplied as part of the intake air, which is an oxidizing agent for the combustion products, which leads to intensive chemical reactions with high heat generation.
2. Обеспечиваются более благоприятные условия для возникновения детонационного горения и сверхзвукового истечения продуктов сгорания.2. Provides more favorable conditions for the occurrence of detonation combustion and supersonic outflow of combustion products.
3. Снижается расход топлива, обусловленный реализацией высокоэффективного термодинамического цикла, близкого к циклу при постоянном объеме детонационной секции камеры.3. Reduced fuel consumption due to the implementation of a highly efficient thermodynamic cycle close to the cycle with a constant volume of the detonation section of the chamber.
4. Создается тяга за счет взаимодействия детонационных волн с внутренней поверхностью детонационной секции камеры, а дополнительная ее составляющая за счет ускорения движения продуктов детонационного горения в сопле.4. A thrust is created due to the interaction of detonation waves with the inner surface of the detonation section of the chamber, and its additional component due to the acceleration of the movement of detonation combustion products in the nozzle.
5. Снижается вибрационная нагрузка на конструкцию ЛА.5. The vibration load on the aircraft structure is reduced.
Примеры конструктивного выполнения камер ПДДГ в соответствии с данным изобретением могут быть разнообразными, при этом рациональные (оптимальные) решения выбираются при конструкторском проектировании. Так, несколько камер ПДДГ могут быть расположены параллельно друг другу в виде кольца или пакета заданной формы. Компоновка может представлять собой блоки камер, размещенных внутри крыльев ЛА. Сопловые устройства камер могут ориентироваться различным образом, а ПДДГ управляться (включаться, выключаться, изменять частоту пульсаций) независимо друг от друга с целью изменения величины и направления вектора тяги силовой установки. Отверстия для забора окружающего воздуха могут выполняться различной формы и располагаться по окружности корпуса камеры, при этом перепускной канал может быть реализован в виде коаксиального цилиндра с секторами для забора воздуха и доставки воздуха в детонационную секцию камеры ПДДГ.Examples of the structural design of the PDDG chambers in accordance with this invention can be varied, while rational (optimal) solutions are chosen during the design design. So, several PDDG cameras can be located parallel to each other in the form of a ring or packet of a given shape. The layout may be a block of cameras located inside the wings of the aircraft. The nozzle devices of the cameras can be oriented in different ways, and the PDDG can be controlled (turn on, off, change the pulsation frequency) independently of each other in order to change the magnitude and direction of the thrust vector of the power plant. The openings for the intake of ambient air can be of various shapes and arranged around the circumference of the chamber body, while the bypass channel can be implemented as a coaxial cylinder with sectors for air intake and air delivery to the detonation section of the PDDG chamber.
Вне зависимости от конструктивных параметров камеры тяга ПДДГ в основном создается повышенным давлением на тяговой стенке вследствие детонационного горения, а также за счет реактивной силы, образованной истекающей через сопло газовой сверхзвуковой струей. Введение в камеру компрессорной секции позволяет плавно изменять тягу двигателя в широких пределах (за счет изменения суммарного расхода воздуха и продуктов сгорания, или за счет их соотношения). В разработанной конструкции камеры с поршневой тяговой стенкой уровень тяги дополнительно может регулироваться созданием переменного рабочего объема детонационной секции, при котором происходит впрыск горючего и инициирования детонационного горения (за счет изменения объема секции при перемещении поршня).Regardless of the design parameters of the chamber, the PDDG thrust is mainly created by increased pressure on the traction wall due to detonation combustion, as well as due to the reactive force generated by the supersonic gas stream flowing through the nozzle. Introduction to the chamber of the compressor section allows you to smoothly change the thrust of the engine over a wide range (due to changes in the total flow rate of air and combustion products, or due to their ratio). In the developed design of the chamber with a piston traction wall, the thrust level can additionally be regulated by creating a variable working volume of the detonation section, at which fuel is injected and detonation combustion is initiated (by changing the volume of the section when moving the piston).
Для заявленного устройства в том виде как оно охарактеризовано подтверждена возможность его осуществления с помощью описанных в заявке средств.For the claimed device in the form as it is characterized, the possibility of its implementation using the means described in the application is confirmed.
Предложенная камера позволяет более эффективно использовать окружающий воздух или имеющийся на борту ЛА запас окислителя, что позволяет включать ПДДГ в состав комбинированных двигательных установок, работающих во всех диапазонах скоростей полета. Преимущества предложенной камеры ПДДГ заключается в ее малой массе от общей массы комбинированной двигательной установки ЛА. Высокие параметры рабочего процесса камеры (степень повышения давления, температура детонационного сжигания топлива) способствуют улучшению характеристик ЛА.The proposed camera allows more efficient use of ambient air or an oxidizer supply on board the aircraft, which allows the inclusion of PDDG in the composition of combined propulsion systems operating in all ranges of flight speeds. The advantages of the proposed PDDG camera is its low mass of the total mass of the combined propulsion system of the aircraft. High parameters of the working process of the chamber (the degree of increase in pressure, temperature of detonation combustion of fuel) contribute to the improvement of aircraft characteristics.
Источники информацииInformation sources
1. Ляхов В.Н. и др. Воздействие ударных волн и струй на элементы конструкций: Математическое моделирование в нестационарной газодинамике. М.: Машиностроение, 1989, 392 с.1. Lyakhov V.N. et al. Impact of shock waves and jets on structural elements: Mathematical modeling in non-stationary gas dynamics. M.: Mechanical Engineering, 1989, 392 p.
2. Применение пульсирующих двигателей с детонационным горением в летательных аппаратах, БИНТИ-1, "Авиация и космос", 25.02.92 г., №8.2. The use of pulsating engines with detonation combustion in aircraft, BINTI-1, "Aviation and Space", 02.25.92, No. 8.
3. Мелькумов Т.М. и др. Ракетные двигатели. М.: Машиностроение, 1976.3. Melkumov TM and other rocket engines. M .: Engineering, 1976.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2005109863/06A RU2293866C2 (en) | 2005-04-06 | 2005-04-06 | Chamber of detonation combustion puslejet engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2005109863/06A RU2293866C2 (en) | 2005-04-06 | 2005-04-06 | Chamber of detonation combustion puslejet engine |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2005109863A RU2005109863A (en) | 2006-10-20 |
| RU2293866C2 true RU2293866C2 (en) | 2007-02-20 |
Family
ID=37437377
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2005109863/06A RU2293866C2 (en) | 2005-04-06 | 2005-04-06 | Chamber of detonation combustion puslejet engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2293866C2 (en) |
-
2005
- 2005-04-06 RU RU2005109863/06A patent/RU2293866C2/en not_active IP Right Cessation
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2005109863A (en) | 2006-10-20 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CA1243848A (en) | Gas compressor for jet engine | |
| EP2157306B1 (en) | Pulse detonation/deflagration apparatus and method for enhancing the production of detonation to deflagration waves | |
| CN107762661B (en) | A kind of pulse-knocking injection ultra-combustion ramjet combined engine | |
| CN105736178A (en) | Combined cycle engine | |
| CN108915894B (en) | RBCC variable geometry full flow passage working in wide range | |
| US10125674B2 (en) | Engine | |
| CN114352436B (en) | Metal powder fuel air-water cross-medium engine and control method thereof | |
| EP0683376B1 (en) | Airbreathing propulsion assisted gun-launched projectiles | |
| CA2857377A1 (en) | Rotary pulse detonation engine | |
| CN105604735A (en) | Hypersonic aircraft | |
| CN106168185A (en) | Air turbine punching press combined engine and method of work thereof | |
| JPH0660596B2 (en) | Gas compressor | |
| US20050016157A1 (en) | Combined engine for single-stage spacecraft | |
| RU2142058C1 (en) | Detonation combustion pulse-jet engine | |
| RU2293866C2 (en) | Chamber of detonation combustion puslejet engine | |
| CN113153577B (en) | Multistage rotary detonation rocket stamping combined engine | |
| CN115387930A (en) | Self-adaptive controllable jet flow and stamping combined engine and working method and application thereof | |
| CN115434823A (en) | Rocket stamping combined engine with parallel compressor runners | |
| Jindal | Pulse Detonation Engine-A Next Gen Propulsion | |
| CN205592035U (en) | Combined cycle engine | |
| CN109931185B (en) | Integral detonation ramjet engine | |
| CN110318875B (en) | Detonation-driven jet super-high-speed naval vessel and aircraft engine | |
| RU2529935C1 (en) | Hypersonic ramjet engine and concept of combustion | |
| CN209469512U (en) | Jet flow single point crash engine with compression and combustion and axial symmetry aircraft and lifting body aircraft | |
| RU2334933C1 (en) | Shooting mechanism |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20130407 |