RU2347098C1 - Способ работы сверхзвукового пульсирующего прямоточного воздушно-реактивного двигателя и сверхзвуковой пульсирующий прямоточный воздушно-реактивный двигатель - Google Patents
Способ работы сверхзвукового пульсирующего прямоточного воздушно-реактивного двигателя и сверхзвуковой пульсирующий прямоточный воздушно-реактивный двигатель Download PDFInfo
- Publication number
- RU2347098C1 RU2347098C1 RU2007122144/06A RU2007122144A RU2347098C1 RU 2347098 C1 RU2347098 C1 RU 2347098C1 RU 2007122144/06 A RU2007122144/06 A RU 2007122144/06A RU 2007122144 A RU2007122144 A RU 2007122144A RU 2347098 C1 RU2347098 C1 RU 2347098C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- combustion chamber
- section
- fuel
- supersonic
- sections
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Fluidized-Bed Combustion And Resonant Combustion (AREA)
Abstract
Способ работы сверхзвукового пульсирующего прямоточного воздушно-реактивного двигателя включает подачу и сжигание топлива в сверхзвуковом потоке в расширяющемся канале камеры сгорания. Подачу и сжигание топлива осуществляют в нескольких расширяющихся участках камеры сгорания в импульсно-периодическом режиме. Камера сгорания выполнена из последовательно размещенных друг за другом расширяющихся участков с устройствами для импульсно-периодической подачи топлива в места стыка участков и через пилоны, размещенные в потоке каждого участка. Участки камеры сгорания выполнены так, что входное сечение последующего участка больше выходного сечения предыдущего участка. Количество и частоту подводимого топлива на каждом участке камеры сгорания задают из условия сохранения сверхзвуковой скорости нестационарного потока по всему каналу камеры. Изобретение направлено на повышение эффективности работы пульсирующего прямоточного воздушно-реактивного двигателя для увеличения числа Маха полета. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.
Description
Изобретение относится к авиации и может быть использовано в двигателестроении летательных аппаратов.
Известен способ работы прямоточного воздушно-реактивного двигателя путем сжигания топлива в скоростном потоке. С целью увеличения предельных значений высоты и скорости полета скорость рабочего тела по тракту двигателя по данному способу поддерживают большей местной скорости звука, а подачу и сжигание топлива проводят в сверхзвуковом потоке. Данный способ реализуется в двигателях, в которых отсутствуют переднее и заднее критические сечения /1/.
Недостатком данного способа является то, что не удается сохранить вдоль всего тракта двигателя сверхзвуковой поток при сжигании необходимого для создания тяги количества топлива в стационарном режиме.
Известен сверхзвуковой пульсирующий детонационный прямоточный двигатель (СПДПД) со сверхзвуковым потоком в камере сгорания и с горением в пульсирующей детонационной волне, выбранный за прототип. В СПДПД пульсирующий нестационарный процесс инициируется периодическими прерываниями подачи топлива. СПДПД содержит сверхзвуковой воздухозаборник, сверхзвуковую камеру смешения, сверхзвуковую камеру сгорания, сверхзвуковое сопло, устройство запуска двигателя, систему подачи топлива, сопла и клапаны изменения режима подачи топлива /2/.
Способ функционирования СПДПД заключается в том, что в момент запуска двигателя подают топливо, создают топливовоздушную смесь и инициируют детонационную волну. Дальнейшую работу двигателя обеспечивают изменением подачи топлива, реализуя в камере сгорания богатую и бедную топливовоздушную смесь и вызывая изменение направления и скорости перемещения детонационной волны относительно камеры сгорания от ее выхода к входу по богатой смеси и в обратном направлении по бедной смеси.
Недостатком прототипа является следующее: 1) подготовка гомогенной топливовоздушной смеси для осуществления устойчивого детонационного горения связана с задачей эффективного смешения сверхзвуковых струй на ограниченной длине, которая сегодня не имеет удовлетворительного решения; 2) применение СПДПД возможно при числах Маха полета не более 7,5.
Задачей предлагаемого технического решения является повышение эффективности работы прямоточного воздушно-реактивного двигателя для увеличения числа Маха полета.
Поставленная задача реализуется в предлагаемом способе работы сверхзвукового пульсирующего прямоточного воздушно-реактивного двигателя, заключающегося в том, что подачу и сжигание топлива осуществляют в импульсно-периодическом режиме в нескольких расширяющихся участках камеры сгорания, сопряженных ступенчато расширяющимися сечениями, причем часть топлива подают в зону рециркуляции газа в местах стыка участков, другую часть - через пилоны в поток каждого участка, при этом количество и частоту подводимого топлива на каждом участке камеры сгорания задают из условия сохранения сверхзвуковой скорости нестационарного потока в канале камеры сгорания.
Предложенный способ реализуется в сверхзвуковом пульсирующем прямоточном воздушно-реактивном двигателе, содержащем воздухозаборник, расширяющуюся сверхзвуковую камеру сгорания, сопло. Камера сгорания выполнена из последовательно расширяющихся ступенчатых участков с установленными в них устройствами для импульсно-периодического ввода топлива и снабженными системой периодического прерывания подачи топлива. Расширяющиеся участки камеры сгорания выполнены так, что входное сечение последующего участка больше выходного сечения предыдущего участка, причем количество участков, их геометрические параметры, а также количество и частоту подводимого топлива на каждом участке камеры сгорания выбирают из условия сохранения сверхзвукового течения в канале камеры сгорания. На каждом участке камеры сгорания часть топлива (водород) периодически подают в зону рециркуляции газа в местах стыка предыдущего и последующего участков, другую часть, также периодически, - через пилоны, установленные в потоке каждого участка.
Технический результат достигается благодаря тому, что при числах Маха полета больше шести в зонах рециркуляции газа создаются условия для самовоспламенения топлива (водорода), реализующийся при этом периодический подвод тепла сопровождается периодическим увеличением давления газа. Продукты сгорания выносятся в канал камеры сгорания, способствуя смешению подаваемого через пилоны топлива (водорода) с воздухом и его горению в потоке. При распределенной периодической подаче топлива возникает система нестационарных ударных волн, за которыми сохраняется сверхзвуковая скорость потока на всех участках камеры сгорания.
Указанные признаки не выявлены в других технических решениях при изучении уровня данной области техники и, следовательно, решение является новым и имеет изобретательский уровень.
На фиг.1 приведена схема двигателя, на фиг.2 - расширяющиеся участки камеры сгорания.
Сверхзвуковой пульсирующий прямоточный воздушно-реактивный двигатель, содержит воздухозаборник 1, расширяющуюся сверхзвуковую камеру сгорания 2 с устройствами импульсно-периодической подачи топлива 3 в зону рециркуляции газа в местах стыка предыдущего и последующего участков и пилонами 4 для импульсно-периодической подачи топлива в поток каждого участка, сопло 5. Камера сгорания выполнена из нескольких последовательно расположенных друг за другом ступенчато расширяющихся участков. На фиг.2 стрелками показаны места ввода топлива. Расширяющиеся участки камеры сгорания выполнены так, что входное сечение последующего участка больше выходного сечения предыдущего участка. Количество участков их геометрические параметры, а также количество и частоту подводимого топлива на каждом участке камеры сгорания выбирают из условия сохранения сверхзвукового течения нестационарного потока во всех участках камеры сгорания.
Способ работы сверхзвукового пульсирующего прямоточного воздушно-реактивного двигателя осуществляется следующим образом.
При числе Маха полета больше шести непрерывная подача топлива меняется на импульсно-периодический режим. В зонах рециркуляции газа (в местах стыка ступенчатых участков) создаются условия для самовоспламенения топлива (водорода), реализующийся при этом периодический подвод тепла сопровождается увеличением давления продуктов сгорания, которые выносятся в канал камеры сгорания, способствуя смешению подаваемого через пилоны топлива (водорода) с воздухом и его горению в потоке. При распределенной импульсной подаче топлива возникает система нестационарных ударных волн, за которыми сохраняется сверхзвуковая скорость потока газа. Распределение подачи топлива в участках камеры сгорания регулируют исходя из условия сохранения сверхзвуковой скорости нестационарного потока по всему каналу камеры сгорания. Данный способ позволяет увеличить диапазон применения прямоточного воздушно-реактивного двигателя до чисел Маха полета М=13,5-14,5.
Источники информации
1. А.с. №471815, F02K 7/10, 1957 г., публ. 10.04.2000 г.
2. Патент RU №2157909, F02K 7/14, 1999, публ. 20.10.2000 г - прототип.
Claims (2)
1. Способ работы сверхзвукового пульсирующего прямоточного воздушно-реактивного двигателя включает подачу и сжигание топлива в сверхзвуковом потоке в расширяющемся канале камеры сгорания, отличающийся тем, что подачу и сжигание топлива осуществляют в нескольких расширяющихся участках камеры сгорания в импульсно-периодическом режиме, причем часть топлива подают в зону рециркуляции газа в местах стыка участков, другую часть - через пилоны в поток каждого участка, при этом количество и частоту подводимого топлива на каждом участке камеры сгорания задают из условия сохранения сверхзвуковой скорости нестационарного потока по всему каналу камеры сгорания.
2. Сверхзвуковой пульсирующий прямоточный воздушно-реактивный двигатель, содержащий воздухозаборник, камеру сгорания, сопло, устройство периодической подачи топлива, отличающийся тем, что камера сгорания выполнена из последовательно размещенных друг за другом расширяющихся участков с устройствами для импульсно-периодической подачи топлива в места стыка участков и через пилоны, размещенные в потоке каждого участка, при этом участки камеры сгорания выполнены так, что входное сечение последующего участка больше выходного сечения предыдущего участка, причем количество участков и их геометрические параметры задают из условия сохранения сверхзвуковой скорости нестационарного потока по всему каналу камеры сгорания.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2007122144/06A RU2347098C1 (ru) | 2007-06-13 | 2007-06-13 | Способ работы сверхзвукового пульсирующего прямоточного воздушно-реактивного двигателя и сверхзвуковой пульсирующий прямоточный воздушно-реактивный двигатель |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2007122144/06A RU2347098C1 (ru) | 2007-06-13 | 2007-06-13 | Способ работы сверхзвукового пульсирующего прямоточного воздушно-реактивного двигателя и сверхзвуковой пульсирующий прямоточный воздушно-реактивный двигатель |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2347098C1 true RU2347098C1 (ru) | 2009-02-20 |
Family
ID=40531828
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2007122144/06A RU2347098C1 (ru) | 2007-06-13 | 2007-06-13 | Способ работы сверхзвукового пульсирующего прямоточного воздушно-реактивного двигателя и сверхзвуковой пульсирующий прямоточный воздушно-реактивный двигатель |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2347098C1 (ru) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2446305C2 (ru) * | 2010-06-28 | 2012-03-27 | Институт теоретической и прикладной механики им. С.А. Христиановича Сибирского отделения Российской академии наук (ИТПМ СО РАН) | Сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель с пульсирующим режимом горения (спврд с прг) и способ его работы |
| RU2476705C1 (ru) * | 2011-11-17 | 2013-02-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Пульсирующий детонационный прямоточный воздушно-реактивный двигатель и способ функционирования двигателя |
| RU2487256C2 (ru) * | 2011-03-31 | 2013-07-10 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Московский государственный университет имени М.В. Ломоносова" (МГУ) | Способ детонационного сжигания водорода в стационарном сверхзвуковом потоке |
| RU2537659C2 (ru) * | 2009-09-23 | 2015-01-10 | Прэтт & Уитни Рокетдайн, Инк. | Система и способ сжигания для поддержания непрерывной детонационной волны с нестационарной плазмой |
| RU2651016C1 (ru) * | 2016-04-08 | 2018-04-18 | Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт теоретической и прикладной механики им. С.А. Христиановича Сибирского отделения Российской академии наук (ИТПМ СО РАН) | Сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель с пульсирующим режимом запуска (спврд с прз) и способ его работы |
-
2007
- 2007-06-13 RU RU2007122144/06A patent/RU2347098C1/ru not_active IP Right Cessation
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2537659C2 (ru) * | 2009-09-23 | 2015-01-10 | Прэтт & Уитни Рокетдайн, Инк. | Система и способ сжигания для поддержания непрерывной детонационной волны с нестационарной плазмой |
| RU2446305C2 (ru) * | 2010-06-28 | 2012-03-27 | Институт теоретической и прикладной механики им. С.А. Христиановича Сибирского отделения Российской академии наук (ИТПМ СО РАН) | Сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель с пульсирующим режимом горения (спврд с прг) и способ его работы |
| RU2487256C2 (ru) * | 2011-03-31 | 2013-07-10 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Московский государственный университет имени М.В. Ломоносова" (МГУ) | Способ детонационного сжигания водорода в стационарном сверхзвуковом потоке |
| RU2476705C1 (ru) * | 2011-11-17 | 2013-02-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Пульсирующий детонационный прямоточный воздушно-реактивный двигатель и способ функционирования двигателя |
| RU2651016C1 (ru) * | 2016-04-08 | 2018-04-18 | Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт теоретической и прикладной механики им. С.А. Христиановича Сибирского отделения Российской академии наук (ИТПМ СО РАН) | Сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель с пульсирующим режимом запуска (спврд с прз) и способ его работы |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US9359973B2 (en) | Multitube valveless pulse detonation engine | |
| RU2476705C1 (ru) | Пульсирующий детонационный прямоточный воздушно-реактивный двигатель и способ функционирования двигателя | |
| US20140196460A1 (en) | Ramjet including a detonation chamber and aircraft comprising such a ramjet | |
| RU2347098C1 (ru) | Способ работы сверхзвукового пульсирующего прямоточного воздушно-реактивного двигателя и сверхзвуковой пульсирующий прямоточный воздушно-реактивный двигатель | |
| GB757496A (en) | Improvements in arrangement for controlling the air-intake orifices of jet propulsion units | |
| CN106837603B (zh) | 一种超声速爆震发动机及其推进系统 | |
| Peng et al. | Experimental investigation on valveless air-breathing dual-tube pulse detonation engines | |
| RU172777U1 (ru) | Сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель | |
| CN102619644B (zh) | 一种减小吸气式脉冲爆震进气道反压的结构 | |
| RU2157909C1 (ru) | Сверхзвуковой пульсирующий детонационный прямоточный воздушно-реактивный двигатель (спдпд) и способ функционирования спдпд | |
| RU2585328C2 (ru) | Способ организации горения топлива и детонационно-дефлаграционный пульсирующий прямоточный воздушно-реактивный двигатель | |
| RU157750U1 (ru) | Турбопрямоточный воздушно-реактивный двигатель | |
| RU2520784C1 (ru) | Способ организации детонационного режима горения в камере сгорания гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя | |
| RU2386832C1 (ru) | Способ форсирования авиационного двигателя | |
| RU2613755C1 (ru) | Турбопрямоточный воздушно-реактивный двигатель | |
| RU2262000C2 (ru) | Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель (гпврд) и способ организации горения | |
| RU2446305C2 (ru) | Сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель с пульсирующим режимом горения (спврд с прг) и способ его работы | |
| RU2004136236A (ru) | Способ организации детонационного режима горения в камере сгорания сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя | |
| RU173530U1 (ru) | Силовая установка гиперзвукового летательного аппарата | |
| RU2728931C1 (ru) | Способ стендовых совместных испытаний непрерывно-детонационной камеры сгорания, интегрированной в контур турбореактивного двигателя | |
| RU2563092C2 (ru) | Способ организации детонационно-дефлаграционного горения и детонационно-дефлаграционный пульсирующий прямоточный воздушно-реактивный двигатель | |
| RU178988U1 (ru) | Сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель | |
| CN202578944U (zh) | 一种减小吸气式脉冲爆震进气道反压的装置 | |
| GB756288A (en) | Improvements relating to thrust augmenters for rocket motors | |
| RU2347097C1 (ru) | Гиперзвуковой пульсирующий детонационный двигатель и способ его функционирования |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20200614 |