RU2432483C1 - Пульсирующий детонационный двигатель - Google Patents
Пульсирующий детонационный двигатель Download PDFInfo
- Publication number
- RU2432483C1 RU2432483C1 RU2010103492/06A RU2010103492A RU2432483C1 RU 2432483 C1 RU2432483 C1 RU 2432483C1 RU 2010103492/06 A RU2010103492/06 A RU 2010103492/06A RU 2010103492 A RU2010103492 A RU 2010103492A RU 2432483 C1 RU2432483 C1 RU 2432483C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- detonation
- semi
- engine
- closed
- combustion chamber
- Prior art date
Links
Landscapes
- Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)
Abstract
Изобретение относится к силовым установкам для получения тяги и обеспечения движения летательных аппаратов различного назначения. Пульсирующий детонационный двигатель содержит корпус, кольцевой воздухозаборник с центральным телом, полузамкнутую детонационную камеру сгорания, инициатор детонации, сопловой аппарат, топливную систему и систему управления. Кольцевой воздухозаборник имеет острую пилообразную входную кромку. В сопловом аппарате на выходе полузамкнутой детонационной камеры установлена система магнитогидродинамического управления фронтом выходной детонационной волны. Изобретение улучшает равномерность поля давления по сечению кольцевого канала воздухозаборника, повышает устойчивость работы двигателя и его тягу. 1 ил.
Description
Изобретение относится к силовым установкам для получения тяги и обеспечения движения летательных аппаратов различного назначения.
Известен пульсирующий двигатель детонационного горения (патент RU №2282044, МПК F02K 7/04, 20/08/2006), содержащий корпус, камеру сгорания, кольцевой канал с входом и выходом, кольцевое сопло для подачи топливной смеси, преобразователь химической энергии топливной смеси в виде газодинамического резонатора, механизм инициирования детонации и сопло двигателя.
Недостатком известного устройства являются повышенные гидравлические потери в воздушном тракте двигателя.
Известен способ организации детонационного режима горения в камере сгорания сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя (патент RU №2285143, МПК F02K 7/10, 10.10.2006), включающий подачу топливно-воздушной газовой смеси в камеру сгорания двигателя, генерирование внутренних ударных волн в проточной части камеры сгорания, детонационное горение смеси в камере сгорания с последующим расширением продуктов детонации в сопле.
Недостатком известного способа организации детонационного режима горения в камере сгорания двигателя является сложность согласования подачи топливно-воздушной смеси, инициирования детонации и обеспечения устойчивости режима детонационного горения.
Известен также пульсирующий детонационный двигатель с магнитогидродинамическим управлением потоком (варианты) и способ управления детонацией (патент US №2287713, МПК F02K 7/02, F03H 1/00, H02K 44/08, 20.11.2006), содержащий трубу с открытым входом и выходом, между которыми расположена система поджига. На входе труба имеет систему ввода в трубу топливно-воздушной смеси. Для управления детонацией в трубе между вводом топливно-воздушной смеси и системой поджига установлена система магнитогидродинамического управления потоком.
Недостатком пульсирующего детонационного двигателя с магнитогидродинамическим управлением потоком являются потери электромагнитного поля на рассеяние детонационного фронта, распространяющегося вперед ко входу двигателя.
Наиболее близким из известных технических решений к предлагаемому детонационному двигателю является принятый за прототип гиперзвуковой пульсирующий детонационный двигатель и способ его функционирования (патент RU №2347097, МПК F02K 7/02, 20.02.2007), содержащий корпус, кольцевой воздухозаборник с центральным телом, полузамкнутую детонационную камеру сгорания, инициатор детонации, сопловой аппарат, топливную систему и систему управления. Причем полузамкнутая детонационная камера сгорания сформирована торцевой стенкой центрального тела и внутренней стенкой соплового аппарата, а кольцевой канал воздухозаборника соединен с полузамкнутой детонационной камерой сгорания регулируемым кольцевым щелевым соплом.
Недостатком известного технического решения является неустойчивая работа двигателя при наличии скоса потока на входе кольцевого воздухозаборника.
Задачей заявленного изобретения является создание пульсирующего детонационного двигателя с устойчивой работой на всех режимах полета.
Технический результат, получаемый при осуществлении изобретения, заключается в улучшении равномерности поля давления в канале кольцевого воздухозаборника, повышении устойчивости работы и тяги пульсирующего детонационного двигателя.
Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что в предлагаемом пульсирующем детонационном двигателе, содержащем корпус, кольцевой воздухозаборник с центральным телом, полузамкнутую детонационную камеру сгорания, инициатор детонации, сопловой аппарат, топливную систему и систему управления, кольцевой воздухозаборник имеет острую пилообразную входную кромку, а в сопловом аппарате на выходе полузамкнутой детонационной камеры установлена система магнитогидродинамического управления фронтом выходной детонационной волны.
Схема предлагаемого пульсирующего детонационного двигателя показана на фигуре.
Пульсирующий детонационный двигатель содержит корпус 1, кольцевой воздухозаборник 2, полузамкнутую детонационную камеру сгорания 3, сопловой аппарат 4 и систему управления 5. Центральным телом кольцевого воздухозаборника 2 является корпус 1 с топливным баком 6, теплообменником 7 и активной теплозащитой 8. Полузамкнутая детонационная камера сгорания 3 сформирована внешней поверхностью торцевой стенки 9 с регулируемой перфорацией и внутренней стенкой соплового аппарата 4, а кольцевой воздухозаборник 2 соединен с полузамкнутой детонационной камерой сгорания 3 регулируемым щелевым соплом 10. По оси камеры 3 на торцевой стенке 9 расположен инициатор детонации 11. Кольцевой воздухозаборник имеет острую пилообразную входную кромку 12 с углом при вершине 45±30°, обеспечивающую некритичность к скосам потока и небольшое лобовое сопротивление, а в сопловом аппарате 4 на выходе полузамкнутой детонационной камеры 3 установлена система 13 магнитогидродинамического управления фронтом выходной детонационной волны.
Описываемый пульсирующий детонационный двигатель функционирует следующим образом.
Поток воздуха тормозится в канале воздухозаборника 2 с повышением давления и температуры. В камеру сгорания 3 топливно-воздушную смесь с коэффициентом избытка кислорода более 0,85 подают через кольцевое щелевое сопло 10, а топливно-воздушную смесь с коэффициентом избытка кислорода менее 0,1 вводят через торцевую стенку 9 с регулируемой перфорацией. В результате сталкивания струй в центре полузамкнутой детонационной камеры 3 формируют систему ударных волн и топливно-воздушную смесь, способную детонировать, инициируют детонацию и движение фронта пересжатой детонационной волны через сопловой аппарат 4. При этом осевое магнитное поле системы магнитогидродинамического управления фронтом 13 затягивает процесс размывания фронта выходной детонационной волны, сохраняет его плоским, увеличивает осевую составляющую скорости потока и тягу двигателя.
Полезность предлагаемого изобретения и положительный эффект от его использования заключается в улучшении равномерности поля давления по сечению канала кольцевого воздухозаборника при скосах потока на входе в диапазоне ±15°, повышении устойчивости работы двигателя и его тяги.
Claims (1)
- Пульсирующий детонационный двигатель, содержащий корпус, кольцевой воздухозаборник с центральным телом, полузамкнутую детонационную камеру сгорания, инициатор детонации, сопловой аппарат, топливную систему и систему управления, отличающийся тем, что кольцевой воздухозаборник имеет острую пилообразную входную кромку, а в сопловом аппарате на выходе полузамкнутой детонационной камеры установлена система магнитогидродинамического управления фронтом выходной детонационной волны.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010103492/06A RU2432483C1 (ru) | 2010-02-04 | 2010-02-04 | Пульсирующий детонационный двигатель |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010103492/06A RU2432483C1 (ru) | 2010-02-04 | 2010-02-04 | Пульсирующий детонационный двигатель |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2432483C1 true RU2432483C1 (ru) | 2011-10-27 |
Family
ID=44998131
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2010103492/06A RU2432483C1 (ru) | 2010-02-04 | 2010-02-04 | Пульсирующий детонационный двигатель |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2432483C1 (ru) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2511921C1 (ru) * | 2012-12-07 | 2014-04-10 | Леонид Васильевич Носачев | Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель и способ организации горения |
| 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" |
| CN112081685A (zh) * | 2020-08-12 | 2020-12-15 | 南京理工大学 | 一种基于圆盘形旋转爆震燃烧室的液体冲压发动机 |
-
2010
- 2010-02-04 RU RU2010103492/06A patent/RU2432483C1/ru active IP Right Revival
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2511921C1 (ru) * | 2012-12-07 | 2014-04-10 | Леонид Васильевич Носачев | Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель и способ организации горения |
| 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" |
| CN112081685A (zh) * | 2020-08-12 | 2020-12-15 | 南京理工大学 | 一种基于圆盘形旋转爆震燃烧室的液体冲压发动机 |
| CN112081685B (zh) * | 2020-08-12 | 2022-02-01 | 南京理工大学 | 一种基于圆盘形旋转爆震燃烧室的液体冲压发动机 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN103069142B (zh) | 多管式无阀脉冲爆震发动机 | |
| CN108488004B (zh) | 一种基于可变斜楔角的驻定爆震发动机 | |
| US20140196460A1 (en) | Ramjet including a detonation chamber and aircraft comprising such a ramjet | |
| EP2327867A2 (en) | Thrust modulation in a multiple combustor pulse detonation engine using cross-combustor detonation initiation | |
| CN106352372A (zh) | 一种超声速爆震燃烧室及其起爆与自持控制方法 | |
| CN106837603B (zh) | 一种超声速爆震发动机及其推进系统 | |
| RU2476705C1 (ru) | Пульсирующий детонационный прямоточный воздушно-реактивный двигатель и способ функционирования двигателя | |
| CN101975122B (zh) | 带有磁流体能量旁路系统的驻定爆震发动机 | |
| CN108869095B (zh) | 一种超声速爆震稳定自持的边界抽吸控制方法 | |
| CN104265506B (zh) | 脉冲爆震发动机 | |
| CN103899435A (zh) | 一种组合式脉冲爆震发动机爆震室 | |
| RU2432483C1 (ru) | Пульсирующий детонационный двигатель | |
| RU172777U1 (ru) | Сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель | |
| JP2013520615A5 (ru) | ||
| RU2520784C1 (ru) | Способ организации детонационного режима горения в камере сгорания гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя | |
| US9217392B2 (en) | Vortex cannon with enhanced ring vortex generation | |
| CN102606343B (zh) | 一种脉冲爆震发动机爆震室 | |
| RU2710740C1 (ru) | Способ формирования и сжигания топливной смеси в камере детонационного горения ракетного двигателя | |
| RU2446305C2 (ru) | Сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель с пульсирующим режимом горения (спврд с прг) и способ его работы | |
| RU60145U1 (ru) | Детонационный двигатель с устройством электромагнитного управления | |
| RU2529935C1 (ru) | Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель и способ организации рабочего процесса | |
| RU163848U1 (ru) | Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель | |
| RU2615889C1 (ru) | Ракетно-прямоточный двигатель с регулируемым расходом твёрдого топлива | |
| RU2347097C1 (ru) | Гиперзвуковой пульсирующий детонационный двигатель и способ его функционирования | |
| RU2511921C1 (ru) | Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель и способ организации горения |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20130205 |
|
| NF4A | Reinstatement of patent |
Effective date: 20150527 |
|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20170205 |
|
| NF4A | Reinstatement of patent |
Effective date: 20180112 |