RU2347097C1 - Hypersonic pulse detonating engine and method of its functioning - Google Patents
Hypersonic pulse detonating engine and method of its functioning Download PDFInfo
- Publication number
- RU2347097C1 RU2347097C1 RU2007123882/06A RU2007123882A RU2347097C1 RU 2347097 C1 RU2347097 C1 RU 2347097C1 RU 2007123882/06 A RU2007123882/06 A RU 2007123882/06A RU 2007123882 A RU2007123882 A RU 2007123882A RU 2347097 C1 RU2347097 C1 RU 2347097C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- closed
- combustion chamber
- detonation
- fuel mixture
- fuel
- Prior art date
Links
Landscapes
- Fuel-Injection Apparatus (AREA)
Abstract
Description
Изобретения относятся к области машиностроения, преимущественно к силовым установкам, и могут быть использованы для получения тяги и обеспечения движения транспортных средств различного назначения.The invention relates to the field of engineering, mainly to power plants, and can be used to obtain traction and ensure the movement of vehicles for various purposes.
Известен гиперзвуковой прямоточный двигатель (патент RU №2121070, МПК F02K 7/08, 27.10.1998), выполненный двухконтурным и содержащий внутренний дозвуковой и внешний сверхзвуковой контуры. Проточная часть сверхзвукового контура образована корпусами дозвукового и сверхзвукового контуров. Дозвуковой контур состоит из диффузора, коллекторов подачи топлива и воды и реактора, в котором углеводородное топливо предварительно подвергается реакции конверсии с выделением водорода, поступающего в сверхзвуковой контур.Known hypersonic ramjet engine (patent RU No. 2121070, IPC F02K 7/08, 10.27.1998), made bypass and containing an internal subsonic and external supersonic circuits. The flow part of the supersonic circuit is formed by the bodies of the subsonic and supersonic circuits. The subsonic circuit consists of a diffuser, fuel and water supply manifolds, and a reactor in which the hydrocarbon fuel is preliminarily subjected to a conversion reaction with evolution of hydrogen entering the supersonic circuit.
Недостатком известного устройства является невысокая полнота сгорания углеводородного топлива.A disadvantage of the known device is the low completeness of combustion of hydrocarbon fuel.
Известен сверхзвуковой пульсирующий детонационный прямоточный воздушно-реактивный двигатель (СПДПД) и способ его функционирования (патент RU №2157909, МПК F02K 7/14, 20.10.2000). СПДПД содержит сверхзвуковой воздухозаборник, сверхзвуковую камеру смешения, сверхзвуковую камеру сгорания, сверхзвуковое сопло, устройство запуска двигателя и систему подачи топлива. Система подачи топлива содержит пилоны с соплами и клапаны изменения режима подачи топлива, связанные через систему управления подачей топлива с датчиками регистрации прохождения детонационными волнами заданных расстояний от входа и выхода камеры сгорания. Способ функционирования СПДПД заключается в том, что в момент запуска двигателя подают топливо и инициируют детонационную волну, а дальнейшую работу двигателя обеспечивают, последовательно-периодически изменяя подачу топлива, реализуя в камере сгорания богатую и бедную топливовоздушную смесь и вызывая изменения направления и скорости перемещения детонационной волны относительно камеры сгорания от ее выхода ко входу по богатой смеси и в обратном направлении по бедной смеси.Known supersonic pulsating detonation ramjet engine (SPDD) and the method of its operation (patent RU No. 2157909, IPC F02K 7/14, 10/20/2000). SPDD contains a supersonic air intake, a supersonic mixing chamber, a supersonic combustion chamber, a supersonic nozzle, an engine start device and a fuel supply system. The fuel supply system contains pylons with nozzles and valves for changing the fuel supply mode, connected through a fuel supply control system with detectors for detecting passage of detonation waves of predetermined distances from the input and output of the combustion chamber. The way the SPAPD operates is that at the time of starting the engine, fuel is supplied and a detonation wave is initiated, and further engine operation is ensured by sequentially periodically changing the fuel supply, realizing a rich and poor air-fuel mixture in the combustion chamber and causing changes in the direction and velocity of the detonation wave relative to the combustion chamber from its outlet to the entrance of the rich mixture and in the opposite direction of the lean mixture.
Недостатком известного устройства и способа его функционирования является неустойчивая работа СПДПД на режиме управления движением фронта детонационной волны достаточно инерционными клапанами регулирования подачи топлива.A disadvantage of the known device and method of its operation is the unstable operation of the SPDD in the control mode of the movement of the detonation wave front by sufficiently inertial valves for regulating the fuel supply.
Наиболее близким из известных технических решений к предлагаемому гиперзвуковому пульсирующему детонационному двигателю и способу его функционирования являются принятые за прототип способ и устройство для получения тяги (патент RU №2296876, МПК F02K 7/04, 10.04.2007). Устройство содержит корпус, нагнетатель, газогенератор топливной смеси с элементами подачи и приготовления топливной смеси, полузамкнутую детонационную камеру сгорания, инициатор детонации и щелевое сопло. Газогенератор и полузамкнутая детонационная камера сгорания разделены перфорированной стенкой. Способ получения тяги основан на подготовке топливной смеси, подаче ее в полузамкнутую детонационную камеру сгорания и осуществлении детонации топливной смеси в пульсирующем режиме. При этом часть топливной смеси направляют в полузамкнутую детонационную камеру сгорания через перфорированную стенку полузамкнутой детонационной камеры сгорания, подают на перфорированную стенку электрический потенциал и осуществляют процесс высокочастотной газовой детонации топливной смеси.The closest known technical solutions to the proposed hypersonic pulsating detonation engine and the method of its operation are the prototype method and device for producing thrust (patent RU No. 2296876, IPC F02K 7/04, 04/10/2007). The device comprises a housing, a supercharger, a gas mixture generator with elements for supplying and preparing a fuel mixture, a semi-closed detonation combustion chamber, a detonation initiator and a slot nozzle. The gas generator and the semi-closed detonation combustion chamber are separated by a perforated wall. A method for producing thrust is based on preparing the fuel mixture, feeding it into a semi-closed detonation combustion chamber and detonating the fuel mixture in a pulsating mode. At the same time, part of the fuel mixture is sent to the semi-closed detonation combustion chamber through the perforated wall of the semi-closed detonation combustion chamber, an electric potential is supplied to the perforated wall and a high-frequency gas detonation of the fuel mixture is carried out.
Недостатком известного технического решения является низкая энергетическая эффективность пиролиза углеводородного топлива для надежного приготовления топливной смеси и обеспечения устойчивой высокочастотной газовой детонации топливной смеси в полузамкнутой детонационной камере сгорания в широком диапазоне частот.A disadvantage of the known technical solution is the low energy efficiency of the pyrolysis of hydrocarbon fuel for reliable preparation of the fuel mixture and ensure stable high-frequency gas detonation of the fuel mixture in a semi-closed detonation combustion chamber in a wide frequency range.
Задачей заявляемых изобретений является создание эффективного и надежного гиперзвукового пульсирующего детонационного двигателя.The task of the claimed invention is the creation of an effective and reliable hypersonic pulsating detonation engine.
Технический результат, получаемый при осуществлении изобретений, заключается в повышении термического кпд, топливной эффективности, удельной тяги, надежности и снижении массы, а также обеспечении высокой степени интегрирования гиперзвукового пульсирующего детонационного двигателя с летательным аппаратом.The technical result obtained by carrying out the inventions is to increase thermal efficiency, fuel efficiency, specific thrust, reliability and weight reduction, as well as providing a high degree of integration of a hypersonic pulsating detonation engine with an aircraft.
Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что согласно заявляемому изобретению, в предлагаемом гиперзвуковом пульсирующем детонационном двигателе, содержащем корпус, воздухозаборник, полузамкнутую детонационную камеру сгорания, сопловой аппарат, топливную систему и систему управления, воздухозаборник выполнен кольцевым, а его центральным телом является корпус с топливным баком, теплообменником и активной теплозащитой. Полузамкнутая детонационная камера сгорания сформирована торцевой стенкой центрального тела и внутренней стенкой соплового аппарата, а канал воздухозаборника соединен с полузамкнутой детонационной камерой сгорания регулируемым кольцевым щелевым соплом. При этом торцевая стенка центрального тела выполнена перфорированной с элементами подачи топливной смеси в полузамкнутую детонационную камеру сгорания. Кроме этого топливная система содержит устройство получения водорода из интерметаллического топлива в результате реакции взаимодействия его с водной средой, а в качестве интерметаллического топлива используют порошкообразный алюминий, микрокапсулированный водорастворимым полимерным покрытием.The solution of this problem and the technical result are achieved by the fact that according to the claimed invention, in the proposed hypersonic pulsating detonation engine containing a housing, an air intake, a semi-closed detonation combustion chamber, a nozzle apparatus, a fuel system and a control system, the air intake is circular, and its central body is a housing with fuel tank, heat exchanger and active heat protection. The semi-closed detonation combustion chamber is formed by the end wall of the central body and the inner wall of the nozzle apparatus, and the air intake channel is connected to the semi-closed detonation combustion chamber by an adjustable annular slotted nozzle. In this case, the end wall of the central body is perforated with elements for supplying the fuel mixture to the semi-closed detonation combustion chamber. In addition, the fuel system contains a device for producing hydrogen from intermetallic fuel as a result of its interaction with an aqueous medium, and powdered aluminum microencapsulated with a water-soluble polymer coating is used as intermetallic fuel.
В способе функционирования предлагаемого гиперзвукового пульсирующего детонационного двигателя, основанном на подготовке топливной смеси, подаче ее в полузамкнутую детонационную камеру сгорания, осуществлении детонации топливной смеси в пульсирующем режиме и получении тяги, приготовленную топливную смесь с коэффициентом избытка кислорода менее 0,1 подают в полузамкнутую детонационную камеру сгорания через торцевую перфорированную стенку, а топливную смесь с коэффициентом избытка кислорода более 0,85 подают в полузамкнутую детонационную камеру сгорания через кольцевое щелевое сопло периодически в пульсирующем режиме и осуществляют процесс газовой детонации топливной смеси в диапазоне частот от 200 до 27000 герц.In the method of functioning of the proposed hypersonic pulsating detonation engine, based on the preparation of the fuel mixture, feeding it into a semi-closed detonation combustion chamber, detonating the fuel mixture in a pulsating mode and obtaining traction, the prepared fuel mixture with an oxygen excess coefficient of less than 0.1 is fed into the semi-closed detonation chamber combustion through the end perforated wall, and the fuel mixture with an oxygen excess coefficient of more than 0.85 is fed into a semi-closed detonation nnuyu combustion chamber through the annular slit nozzle is periodically pulsed and the process is carried out a mixture of fuel gas detonation in the frequency range from 200 to 27000 Hertz.
Схема предлагаемого гиперзвукового пульсирующего детонационного двигателя показана на чертеже.The scheme of the proposed hypersonic pulsating detonation engine is shown in the drawing.
Гиперзвуковой пульсирующий детонационный двигатель содержит корпус 1, воздухозаборник 2, полузамкнутую детонационную камеру сгорания 3, сопловой аппарат 4 и систему управления 5. Воздухозаборник 2 выполнен кольцевым, его центральным телом является корпус 1 с топливным баком 6, теплообменником 7 и активной теплозащитой 8. Полузамкнутая детонационная камера сгорания 3 сформирована внешней поверхностью торцевой стенки 9 и внутренней стенкой соплового аппарата 4, а канал воздухозаборника 2 соединен с полузамкнутой детонационной камерой сгорания 3 регулируемым кольцевым щелевым соплом 10. Торцевая стенка 9 выполнена перфорированной с элементами подачи топливной смеси 11. Топливная система гиперзвукового пульсирующего детонационного двигателя содержит устройство получения водорода 12 из интерметаллического топлива, в качестве которого используют порошкообразный алюминий, микрокапсулированный водорастворимым полимерным покрытием.The hypersonic pulsating detonation engine contains a housing 1, an air intake 2, a semi-closed detonation combustion chamber 3, a nozzle apparatus 4 and a control system 5. The air intake 2 is circular, its central body is a housing 1 with a fuel tank 6, a heat exchanger 7 and active thermal protection 8. Semi-closed detonation the combustion chamber 3 is formed by the outer surface of the end wall 9 and the inner wall of the nozzle apparatus 4, and the channel of the air intake 2 is connected to the semi-closed detonation chamber I 3 adjustable annular slotted nozzle 10. The end wall 9 is perforated with supply elements fuel mixture 11. The fuel system hypersonic pulse detonation engine comprises a hydrogen producing device 12 of intermetallic fuel, which is used as powdered aluminum, microencapsulated water-soluble polymer coating.
Описываемый гиперзвуковой пульсирующий детонационный двигатель функционирует следующим образом.The described hypersonic pulsating detonation engine operates as follows.
Набегающий высокоскоростной поток воздуха взаимодействует с центральным телом 1 воздухозаборника 2 с образованием ударного слоя между ударной волной и поверхностью тела. При обтекании центрального тела 1 с затупленным носком за отошедшей ударной волной скорость течения обычно дозвуковая, а температура воздуха вследствие торможения потока в ударной волне и пограничном слое оказывается высокой и вполне достаточной для инициирования детонации приготовленной топливной смеси. Приготовленную топливную смесь на основе водорода подают в полузамкнутую детонационную камеру сгорания 3 двумя потоками: в первом - топливную смесь с коэффициентом избытка кислорода менее 0,1 подают в полузамкнутую детонационную камеру сгорания 3 через торцевую перфорированную стенку 9, а во втором - с коэффициентом избытка кислорода более 0,85 подают в полузамкнутую детонационную камеру сгорания 3 через регулируемое кольцевое щелевое сопло 10 периодически в пульсирующем режиме и осуществляют процесс газовой детонации топливной смеси в диапазоне частот от 200 до 27000 герц. Топливная система с помощью устройства получения водорода 12 генерирует, по мере необходимости, водород в результате осуществления реакции взаимодействия высокоэнергетичного металлического топлива с водной средой. В частности, для получения водорода используют порошкообразный алюминий, микрокапсулированный водорастворимым полимерным покрытием, хранящийся в топливном баке 6. Теплообменник 7 и активную теплозащиту 8 используют для контроля температуры и повышения теплосодержания топливной смеси в процессе ее приготовления.The oncoming high-speed air flow interacts with the central body 1 of the air intake 2 with the formation of the shock layer between the shock wave and the surface of the body. When flowing around the central body 1 with a blunt nose behind the departing shock wave, the flow velocity is usually subsonic, and the air temperature due to the inhibition of the flow in the shock wave and the boundary layer is high and quite sufficient to initiate detonation of the prepared fuel mixture. The prepared hydrogen-based fuel mixture is fed into the semi-closed detonation combustion chamber 3 in two streams: in the first, the fuel mixture with an oxygen excess coefficient of less than 0.1 is fed into the semi-closed detonation combustion chamber 3 through the end perforated wall 9, and in the second, with the oxygen excess coefficient more than 0.85 are fed into a semi-closed detonation combustion chamber 3 through an adjustable annular slotted nozzle 10 periodically in a pulsating mode and the gas mixture is detonated in a dia frequency range from 200 to 27000 hertz. The fuel system using the hydrogen production device 12 generates, as necessary, hydrogen as a result of the reaction of the interaction of high-energy metal fuel with an aqueous medium. In particular, for the production of hydrogen, powdered aluminum is used, microencapsulated with a water-soluble polymer coating, stored in the fuel tank 6. The heat exchanger 7 and active heat protection 8 are used to control the temperature and increase the heat content of the fuel mixture during its preparation.
Полезность предлагаемых изобретений и положительный эффект от их использования заключаются в снижении габаритов и сухого веса гиперзвукового пульсирующего детонационного двигателя, технологичности конструкции, повышении надежности его работы на режимах гиперзвукового полета. Как показывает анализ результатов исследований, термический кпд может быть повышен до 0,65, а удельная тяга двигателя до 2900 The usefulness of the proposed inventions and the positive effect of their use are to reduce the size and dry weight of the hypersonic pulsating detonation engine, the manufacturability of the structure, and increase the reliability of its operation in hypersonic flight modes. As analysis of research results shows, thermal efficiency can be increased to 0.65, and engine specific thrust to 2900
Claims (6)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2007123882/06A RU2347097C1 (en) | 2007-06-27 | 2007-06-27 | Hypersonic pulse detonating engine and method of its functioning |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2007123882/06A RU2347097C1 (en) | 2007-06-27 | 2007-06-27 | Hypersonic pulse detonating engine and method of its functioning |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2347097C1 true RU2347097C1 (en) | 2009-02-20 |
Family
ID=40531827
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2007123882/06A RU2347097C1 (en) | 2007-06-27 | 2007-06-27 | Hypersonic pulse detonating engine and method of its functioning |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2347097C1 (en) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2446306C1 (en) * | 2010-09-30 | 2012-03-27 | Учреждение Российской академии наук Институт химической физики им. Н.Н. Семенова РАН (ИХФ РАН) | Method of operating pulsating detonation engine (versions) |
RU2493398C2 (en) * | 2011-07-12 | 2013-09-20 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королева (национальный исследовательский университет)" (СГАУ) | Method to produce thrust |
RU2574156C2 (en) * | 2010-06-15 | 2016-02-10 | Экспоненшиал Текнолоджиз, Инк. | Multitube valveless engine with pulse detonation |
-
2007
- 2007-06-27 RU RU2007123882/06A patent/RU2347097C1/en not_active IP Right Cessation
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2574156C2 (en) * | 2010-06-15 | 2016-02-10 | Экспоненшиал Текнолоджиз, Инк. | Multitube valveless engine with pulse detonation |
RU2446306C1 (en) * | 2010-09-30 | 2012-03-27 | Учреждение Российской академии наук Институт химической физики им. Н.Н. Семенова РАН (ИХФ РАН) | Method of operating pulsating detonation engine (versions) |
RU2493398C2 (en) * | 2011-07-12 | 2013-09-20 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королева (национальный исследовательский университет)" (СГАУ) | Method to produce thrust |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US6062018A (en) | Pulse detonation electrical power generation apparatus with water injection | |
US5513489A (en) | Rotary valve multiple combustor pulse detonation engine | |
US7637096B2 (en) | Pulse jet engine having pressure sensor means for controlling fuel delivery into a combustion chamber | |
US8683780B2 (en) | Gas turbine engine and pulse detonation combustion system | |
US20020059793A1 (en) | Pulsed Detonation Engine With Backpressure | |
US20090320446A1 (en) | Performance improvements for pulse detonation engines | |
CN107084071A (en) | A kind of scramjet engine based on detonating combustion | |
CN104632467A (en) | Rocket thrust chamber provided with acoustic cavity and applied to supersonic airliner and supply system thereof | |
CN112902225A (en) | Multistage afterburning chamber with outer ring rotary detonation supercharged combustion chamber | |
CN103899435A (en) | Combined pulse detonation engine detonation chamber | |
RU2347097C1 (en) | Hypersonic pulse detonating engine and method of its functioning | |
Lu et al. | Operating characteristics and propagation of back-pressure waves in a multi-tube two-phase valveless air-breathing pulse detonation combustor | |
RU2347098C1 (en) | Method for operation of supersonic pulse athodyd and supersonic pulse athodyd | |
RU2520784C1 (en) | Setting of detonation combustion in combustion chamber of hypersonic ramjet | |
RU2620736C1 (en) | Method of organising working process in turbojet engine with continuously-detonating combustion chamber and device for its implementation | |
Dunn et al. | Exploration of measuring pressure gain combustion within a rotating detonation engine | |
RU2432483C1 (en) | Intermittent detonation engine | |
CN111305972A (en) | Pulse detonation combustion chamber and air turbine rocket engine based on pulse detonation | |
RU2387582C2 (en) | Complex for reactive flight | |
CN107218155B (en) | A kind of pulse ignite in advance can steady operation detonation engine | |
RU2529935C1 (en) | Hypersonic ramjet engine and concept of combustion | |
RU2446305C2 (en) | Supersonic ramjet engine with pulsating combustion and method of its operation | |
CN204877714U (en) | Aviation, space flight, navigation in mixed engine of an organic whole | |
RU60145U1 (en) | KNOCKING ENGINE WITH ELECTROMAGNETIC CONTROL DEVICE | |
RU2296876C2 (en) | Method and device for producing thrust |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20160628 |