RU2381472C1 - Способ испытаний пульсирующего детонационного двигателя и аэродинамическая установка для его реализации - Google Patents
Способ испытаний пульсирующего детонационного двигателя и аэродинамическая установка для его реализации Download PDFInfo
- Publication number
- RU2381472C1 RU2381472C1 RU2008131678/28A RU2008131678A RU2381472C1 RU 2381472 C1 RU2381472 C1 RU 2381472C1 RU 2008131678/28 A RU2008131678/28 A RU 2008131678/28A RU 2008131678 A RU2008131678 A RU 2008131678A RU 2381472 C1 RU2381472 C1 RU 2381472C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- pulsating
- engine
- detonation
- combustion chamber
- detonating
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Изобретения относятся к транспортному машиностроению, в частности к авиадвигателестроению, и могут быть использованы для наземных испытаний и исследования характеристик пульсирующего детонационного двигателя. Способ заключается в создании в аэродинамической трубе условий на входе в пульсирующий детонационный двигатель, соответствующих взаимодействию его с высокоскоростным потоком воздуха, организации топливопитания детонационной камеры сгорания и последующем измерении возникающих сил и моментов при работе двигателя шестикомпонентными тензовесами для определения тяги. Устройство включает закрытую рабочую часть аэродинамической трубы, сменную форкамеру, электроподогреватель, сверхзвуковое сопло, сверхзвуковой диффузор, эжектор, выхлопной диффузор и средства управления и измерений. При этом в закрытую рабочую часть аэродинамической трубы установлен пульсирующий детонационный двигатель с необходимым для испытаний запасом топлива, соединенный с тягоизмерительным устройством, выполненным в виде закрытой обтекателем весовой державки с шестикомпонентными охлаждаемыми тензовесами. Для подачи топливной смеси между воздухозаборником и детонационной камерой сгорания установлено кольцевое сопло. Технический результат заключается в возможности прямого измерения аэродинамических характеристик и тяги пульсирующего детонационного двигателя при воспроизведении и/или моделировании условий полета. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 2 ил.
Description
Изобретение относится к транспортному машиностроению, в частности к авиадвигателестроению, и может быть использовано для наземных испытаний и исследования характеристик пульсирующего детонационного двигателя.
Известен способ отладки газотурбинного двигателя с форсажной камерой (патент RU № 1245064, G 01М 15/00, 20.08.96), основанный на регулировании приемистости двигателя по результатам сравнительного анализа данных изменений во времени давления в топливном коллекторе двигателя.
Недостатком способа является низкая степень информативности испытаний.
Известен высотный стенд для испытаний ракетных двигателей (патент RU № 2075742, G 01М 15/00, 20.03.97), содержащий диффузор, барокамеру, исполнительные механизмы и измерительную аппаратуру.
Недостатком этого стенда является отсутствие устройства для создания потока и моделирования условий полета.
Известна аэродинамическая установка (Мартынов А.К. Экспериментальная аэродинамика. М.: 1950. С.155), содержащая открытую рабочую часть с воздушным потоком, в котором на весовых стойках размещают летательный аппарат с двигателем, средства измерения и управления.
Недостатками известного технического решения являются ограничения по ряду важных параметров моделирования условий полета летательного аппарата с двигателем.
Наиболее близким из известных технических решений предлагаемому способу испытаний пульсирующего детонационного двигателя является способ определения на модели транспортного средства его аэродинамических характеристик (патент RU № 2035031, G 01М 17/00, 10.05.1995), основанный на воздействии набегающего потока воздуха на установленную в рабочую часть аэродинамической трубы модель транспортного средства, соединенную с тягоизмерительным устройством, и определении аэродинамических и тяговых характеристик по результатам измерений.
Недостатком известного технического решения является невозможность воспроизвести условия работы пульсирующего детонационного двигателя на режиме полета с высокой скоростью.
Наиболее близким из известных технических решений предлагаемому устройству является аэродинамическая труба периодического действия (Г.С.Бюшгенс, Е.Л.Бедржицкий, В.Г.Дмитриев. Центр авиационной науки. М.: 2004. С.279), содержащая закрытую рабочую часть аэродинамической трубы, сменную форкамеру, электроподогреватель, сверхзвуковое сопло, сверхзвуковой диффузор, эжектор, выхлопной диффузор и средства управления и измерений.
Недостатком известного технического решения является отсутствие средств топливопитания пульсирующего детонационного двигателя, связанного с тягоизмерительным устройством.
Задачей данного изобретения является повышение надежности и информативности испытаний пульсирующего детонационного двигателя в условиях полета со сверхзвуковой скоростью.
Технический результат, получаемый при осуществлении изобретения, заключается в непосредственном измерении тяги пульсирующего детонационного двигателя в условиях полета со скоростью, соответствующей числам М в диапазоне от 1,75 до 7.
Согласно заявляемому изобретению предлагаемый способ испытаний пульсирующего детонационного двигателя заключается в воздействии набегающего потока воздуха на установленный в закрытой рабочей части аэродинамической трубы пульсирующий детонационный двигатель с необходимым для испытаний запасом топлива, и соединенный с тягоизмерительным устройством. При этом на входе пульсирующего детонационного двигателя создают условия сверхзвукового полета, направляют топливную смесь в детонационную камеру сгорания двумя потоками: через пористую торцевую стенку детонационной камеры сгорания вводят топливную смесь с коэффициентом избытка окислителя менее 0,1 и через кольцевое сопло, установленное между воздухозаборником и детонационной камерой сгорания, вводят топливную смесь с коэффициентом избытка окислителя более 0,85, инициируют процесс пульсирующей газовой детонации в частотном диапазоне от 100 до 27000 герц, измеряют параметры пульсирующего детонационного двигателя и режимы его испытаний и определяют тягу пульсирующего детонационного двигателя на режимах полета со скоростью, соответствующей числам М в диапазоне от 1,75 до 7.
Таким образом, технический результат достигается тем, что в способе испытаний пульсирующего детонационного двигателя, основанном на воздействии набегающего потока воздуха на пульсирующий детонационный двигатель, соединенный с тягоизмерительным устройством, и определении аэродинамических и тяговых характеристик по результатам измерений, пульсирующий детонационный двигатель с необходимым для испытаний запасом топлива устанавливают в закрытую рабочую часть аэродинамической трубы на закрытой обтекателем весовой державке с шестикомпонентными охлаждаемыми тензовесами, создают на входе пульсирующего детонационного двигателя условия сверхзвукового полета, направляют топливную смесь в детонационную камеру сгорания двумя потоками через пористую торцевую стенку детонационной камеры сгорания и кольцевое сопло, установленное между воздухозаборником и детонационной камерой сгорания, инициируют процесс пульсирующей газовой детонации в частотном диапазоне от 100 до 27000 герц, измеряют параметры пульсирующего детонационного двигателя и условий его испытаний и определяют тягу пульсирующего детонационного двигателя на режимах полета со скоростью, соответствующей числам М в диапазоне от 1,75 до 7. При этом топливную смесь с коэффициентом избытка окислителя менее 0,1 вводят в детонационную камеру сгорания через пористую торцевую стенку и топливную смесь с коэффициентом избытка окислителя более 0,85 вводят в детонационную камеру сгорания через кольцевое сопло.
Решение поставленной задачи достигается также тем, что аэродинамическая установка для испытаний пульсирующего детонационного двигателя и реализации предлагаемого способа, включающая закрытую рабочую часть аэродинамической трубы, сменную форкамеру, электроподогреватель, сверхзвуковое сопло, сверхзвуковой диффузор, эжектор, выхлопной диффузор и средства управления и измерений, содержит пульсирующий детонационный двигатель с необходимым для испытаний запасом топлива, соединенный с тягоизмерительным устройством, выполненным в виде закрытой обтекателем весовой державки с шестикомпонентными охлаждаемыми тензовесами, на которой он установлен в закрытую рабочую часть аэродинамической трубы, причем для подачи топливной смеси между воздухозаборником и детонационной камерой установлено кольцевое сопло. При этом воздухозаборник пульсирующего детонационного двигателя выполнен кольцевым с центральным телом, внутри которого размещен топливный картридж для генерации водорода, а детонационная камера сгорания сформирована пористой торцевой стенкой и внутренней стенкой соплового аппарата и соединена кольцевым соплом с воздухозаборником.
Схема аэродинамической установки для испытания пульсирующего детонационного двигателя по предлагаемому способу приведена на фигурах 1 и 2.
Согласно изобретению способ испытаний пульсирующего детонационного двигателя реализуется с помощью аэродинамической установки, показанной на фигурах 1 и 2 и содержащей закрытую рабочую часть 1 аэродинамической трубы, сменную форкамеру 2, электроподогреватель 3, сверхзвуковое сопло 4, сверхзвуковой диффузор 5, эжектор 6, выхлопной диффузор 7, средства управления 8 и измерений 9, пульсирующий детонационный двигатель 10 с необходимым для испытаний запасом топлива (картридж 11), соединенный с тягоизмерительным устройством 12, выполненным в виде закрытой обтекателем весовой державки с шестикомпонентными охлаждаемыми тензовесами 13. При этом воздухозаборник 14 пульсирующего детонационного двигателя 10 выполнен кольцевым с центральным телом 15, внутри которого размещен топливный картридж 11 для генерации водорода, а детонационная камера сгорания 16 сформирована пористой торцевой стенкой 17 и внутренней стенкой соплового аппарата 18 и соединена кольцевым соплом 19 с воздухозаборником 14.
Особенностью предлагаемого способа испытаний пульсирующего детонационного двигателя является то, что впервые появилась возможность выполнить комплексные исследования и прямые измерения тяги пульсирующего детонационного двигателя при воспроизведении и/или моделировании условий полета со скоростью, соответствующей числам Маха в диапазоне от 1,75 до 7, в режиме пульсирующей газовой детонации в диапазоне частот от 100 до 27000 герц. При этом топливную смесь в детонационную камеру сгорания 16 вводят двумя потоками: через пористую торцевую стенку 17 вводят топливную смесь с коэффициентом избытка окислителя менее 0,1 и через кольцевое сопло 19 вводят топливную смесь с коэффициентом избытка окислителя более 0,85. Наличие топливного картриджа 11 и отсутствие топливоподводов обеспечивает высокую точность измерения действующих сил и моментов весовой державкой 12 с охлаждаемыми шестикомпонентными тензовесами 13 и определения аэродинамических характеристик и тяги пульсирующего детонационного двигателя.
Заявленное изобретение основано на апробированной методологии испытаний авиационной техники в промышленных аэродинамических трубах и результатах новых разработок, выполненных в рамках гранта РФФИ 07-08-12056 «Исследования процессов газовой детонации и разработка прототипа гиперзвукового беспилотного летательного аппарата с пульсирующим детонационным двигателем».
Claims (4)
1. Способ испытаний пульсирующего детонационного двигателя, включающий воздействие набегающего потока воздуха на установленный в рабочую часть аэродинамической трубы пульсирующий детонационный двигатель и определение аэродинамических и тяговых характеристик по результатам измерений, отличающийся тем, что пульсирующий детонационный двигатель с необходимым для испытаний запасом топлива устанавливают в закрытую рабочую часть аэродинамической трубы на закрытой обтекателем весовой державке с шестикомпонентными охлаждаемыми тензовесами, создают на входе пульсирующего детонационного двигателя условия сверхзвукового полета, направляют топливную смесь в детонационную камеру сгорания двумя потоками через пористую торцевую стенку детонационной камеры сгорания и кольцевое сопло, инициируют процесс пульсирующей газовой детонации в частотном диапазоне от 100 до 27000 Гц, измеряют параметры пульсирующего детонационного двигателя и условий его испытаний и определяют тягу пульсирующего детонационного двигателя на режимах полета со скоростью, соответствующей числам М в диапазоне от 1,75 до 7.
2. Способ по п.1, отличающийся тем, что топливную смесь с коэффициентом избытка окислителя менее 0,1 вводят в детонационную камеру сгорания через пористую торцевую стенку и топливную смесь с коэффициентом избытка окислителя более 0,85 вводят в детонационную камеру сгорания через кольцевое сопло.
3. Аэродинамическая установка для испытаний пульсирующего детонационного двигателя, включающая закрытую рабочую часть аэродинамической трубы, сменную форкамеру, электроподогреватель, сверхзвуковое сопло, сверхзвуковой диффузор, эжектор, выхлопной диффузор и средства управления и измерений, отличающаяся тем, что в закрытую рабочую часть аэродинамической трубы установлен пульсирующий детонационный двигатель с необходимым для испытаний запасом топлива, соединенный с тягоизмерительным устройством, выполненным в виде закрытой обтекателем весовой державки с шестикомпонентными охлаждаемыми тензовесами, причем для подачи топливной смеси между воздухозаборником и детонационной камерой сгорания установлено кольцевое сопло.
4. Аэродинамическая установка по п.3, отличающаяся тем, что воздухозаборник пульсирующего детонационного двигателя выполнен кольцевым с центральным телом, внутри которого размещен топливный картридж для генерации водорода, а детонационная камера сгорания сформирована пористой торцевой стенкой и внутренней стенкой соплового аппарата и соединена кольцевым соплом с воздухозаборником.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2008131678/28A RU2381472C1 (ru) | 2008-08-01 | 2008-08-01 | Способ испытаний пульсирующего детонационного двигателя и аэродинамическая установка для его реализации |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2008131678/28A RU2381472C1 (ru) | 2008-08-01 | 2008-08-01 | Способ испытаний пульсирующего детонационного двигателя и аэродинамическая установка для его реализации |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2381472C1 true RU2381472C1 (ru) | 2010-02-10 |
Family
ID=42123878
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2008131678/28A RU2381472C1 (ru) | 2008-08-01 | 2008-08-01 | Способ испытаний пульсирующего детонационного двигателя и аэродинамическая установка для его реализации |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2381472C1 (ru) |
Cited By (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN103091110A (zh) * | 2013-01-25 | 2013-05-08 | 南京理工大学 | 一种立式六分力试验台动架装置 |
| CN104458194A (zh) * | 2014-10-17 | 2015-03-25 | 北京航天益森风洞工程技术有限公司 | 用于风洞超扩段轴向移动的液压驱动装置及其方式 |
| CN104458189A (zh) * | 2014-10-17 | 2015-03-25 | 北京航天益森风洞工程技术有限公司 | 常规高超声速风洞工艺布局方法 |
| RU2566289C1 (ru) * | 2014-11-05 | 2015-10-20 | Акционерное общество "Федеральный научно-производственный центр "Алтай" (АО "ФНПЦ "Алтай") | Способ определения единичного импульса твердого топлива и устройство для его осуществления |
| CN105134574A (zh) * | 2015-04-30 | 2015-12-09 | 合肥通用机械研究院 | 一种压缩机管道脉动测试方法 |
| CN105181289A (zh) * | 2015-09-14 | 2015-12-23 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 一种适用于尾翼风洞试验的整流罩 |
| CN106989891A (zh) * | 2017-03-30 | 2017-07-28 | 南京航空航天大学 | 高超声速进气道加速自起动实验方法 |
| CN110749445A (zh) * | 2019-10-31 | 2020-02-04 | 中国科学院力学研究所 | 一种利用爆轰驱动技术的冲压发动机直连式试验装置 |
| CN113623027A (zh) * | 2021-09-18 | 2021-11-09 | 西安交通大学 | 一种可进行稳态和过渡态实验测量的排气扩压器气动性能测量实验台 |
| CN116202774A (zh) * | 2023-04-28 | 2023-06-02 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | 一种高空台矢量试验排气全包容结构 |
| CN117890071A (zh) * | 2024-03-15 | 2024-04-16 | 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 | 一种超声速风洞进气道与发动机耦合试验方法 |
-
2008
- 2008-08-01 RU RU2008131678/28A patent/RU2381472C1/ru active IP Right Revival
Non-Patent Citations (2)
| Title |
|---|
| Бюшгенс Г.С., Бедржицкий Е.Л., Дмитриев В.Г. Центр авиационной науки. - М., 2004, с.279. * |
| Мартынов А.К. Экспериментальная аэродинамика. - М., 1950, с.155. * |
Cited By (17)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN103091110A (zh) * | 2013-01-25 | 2013-05-08 | 南京理工大学 | 一种立式六分力试验台动架装置 |
| CN104458194A (zh) * | 2014-10-17 | 2015-03-25 | 北京航天益森风洞工程技术有限公司 | 用于风洞超扩段轴向移动的液压驱动装置及其方式 |
| CN104458189A (zh) * | 2014-10-17 | 2015-03-25 | 北京航天益森风洞工程技术有限公司 | 常规高超声速风洞工艺布局方法 |
| CN104458189B (zh) * | 2014-10-17 | 2017-05-17 | 北京航天益森风洞工程技术有限公司 | 常规高超声速风洞工艺布局方法 |
| RU2566289C1 (ru) * | 2014-11-05 | 2015-10-20 | Акционерное общество "Федеральный научно-производственный центр "Алтай" (АО "ФНПЦ "Алтай") | Способ определения единичного импульса твердого топлива и устройство для его осуществления |
| CN105134574A (zh) * | 2015-04-30 | 2015-12-09 | 合肥通用机械研究院 | 一种压缩机管道脉动测试方法 |
| CN105134574B (zh) * | 2015-04-30 | 2017-04-19 | 合肥通用机械研究院 | 一种压缩机管道脉动测试方法 |
| CN105181289A (zh) * | 2015-09-14 | 2015-12-23 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 一种适用于尾翼风洞试验的整流罩 |
| CN106989891A (zh) * | 2017-03-30 | 2017-07-28 | 南京航空航天大学 | 高超声速进气道加速自起动实验方法 |
| CN106989891B (zh) * | 2017-03-30 | 2020-01-10 | 南京航空航天大学 | 高超声速进气道加速自起动实验方法 |
| CN110749445A (zh) * | 2019-10-31 | 2020-02-04 | 中国科学院力学研究所 | 一种利用爆轰驱动技术的冲压发动机直连式试验装置 |
| CN113623027A (zh) * | 2021-09-18 | 2021-11-09 | 西安交通大学 | 一种可进行稳态和过渡态实验测量的排气扩压器气动性能测量实验台 |
| CN113623027B (zh) * | 2021-09-18 | 2022-05-06 | 西安交通大学 | 一种可进行稳态和过渡态试验的排气扩压器实验台 |
| CN116202774A (zh) * | 2023-04-28 | 2023-06-02 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | 一种高空台矢量试验排气全包容结构 |
| CN116202774B (zh) * | 2023-04-28 | 2023-08-18 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | 一种高空台矢量试验排气全包容结构 |
| CN117890071A (zh) * | 2024-03-15 | 2024-04-16 | 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 | 一种超声速风洞进气道与发动机耦合试验方法 |
| CN117890071B (zh) * | 2024-03-15 | 2024-05-17 | 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 | 一种超声速风洞进气道与发动机耦合试验方法 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2381472C1 (ru) | Способ испытаний пульсирующего детонационного двигателя и аэродинамическая установка для его реализации | |
| Jiang | Experiments and development of long-test-duration hypervelocity detonation-driven shock tunnel (LHDst) | |
| Le Naour et al. | MBDA R&T effort regarding continuous detonation wave engine for propulsion-status in 2016 | |
| Falempin et al. | Recent experimental results obtained on continuous detonation wave engine | |
| US5831155A (en) | Apparatus and method for simulating rocket-to-ramjet transition in a propulsion system | |
| Rasheed et al. | Experimental investigations of an axial turbine driven by a multi-tube pulsed detonation combustor system | |
| CN106092494A (zh) | 带动力飞行器推阻特性天地换算方法 | |
| CN110793775A (zh) | 一种超音速发动机试验台及其试验方法 | |
| Litke et al. | Assessment of the Performance of a Pulsejet and Comparison with a Pulsed-Detonation Engine | |
| Holden et al. | Review of basic research and development programs conducted in the lens facilities in hypersonic flows | |
| Gu et al. | A novel experimental method to the internal thrust of rocket-based combined-cycle engine | |
| CN106017857B (zh) | 吸气式高超声速飞行器分段部件气动力的测量方法 | |
| Jiang et al. | Development and calibration of detonation-driven high-enthalpy and hypersonic test facilities | |
| RU2610329C1 (ru) | Способ испытания высокоскоростного летательного аппарата | |
| Ozawa et al. | Static burning tests on a bread board model of altering-intensity swirling-oxidizer-flow-type hybrid rocket engine | |
| RU2755211C2 (ru) | Способ определения коэффициента полноты сгорания топлива в прямоточном воздушно-реактивном двигателе | |
| Wolański et al. | Experimental research of performance of combined cycle rotating detonation rocket-ramjet engine | |
| Edquist | Status of mars retropropulsion testing in the langley unitary plan wind tunnel | |
| RU2663320C1 (ru) | Способ определения тяги прямоточного воздушно-реактивного двигателя при летных испытаниях | |
| Tomioka et al. | Mixing control by wall flush-mount injectors in dual-mode combustor | |
| RU2242736C2 (ru) | Способ измерения тяги в полете гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя (гпврд) непилотируемой гиперзвуковой летающей лаборатории (глл) | |
| Tan et al. | A free-jet experimental study on the performance of a cavity-type ramjet | |
| Cullon et al. | Calibration of Lewis hypersonic tunnel facility at Mach 5, 6, and 7 | |
| RU2488796C1 (ru) | Способ определения прироста подъемной силы летательного аппарата при внешнем подводе энергии | |
| Kalina et al. | Report on the implementation of the POIG project „turbine engine with a detonation combustion chamber” |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20130802 |
|
| NF4A | Reinstatement of patent |
Effective date: 20160627 |