RU2433293C2 - Импульсный детонационный двигатель - Google Patents
Импульсный детонационный двигатель Download PDFInfo
- Publication number
- RU2433293C2 RU2433293C2 RU2010101938/06A RU2010101938A RU2433293C2 RU 2433293 C2 RU2433293 C2 RU 2433293C2 RU 2010101938/06 A RU2010101938/06 A RU 2010101938/06A RU 2010101938 A RU2010101938 A RU 2010101938A RU 2433293 C2 RU2433293 C2 RU 2433293C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- detonation
- combustion chamber
- fuel
- chamber
- Prior art date
Links
Landscapes
- Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)
- Fuel-Injection Apparatus (AREA)
- Fluidized-Bed Combustion And Resonant Combustion (AREA)
Abstract
Настоящее изобретение относится к импульсным детонационным воздушно-реактивным и ракетным двигателям и может быть использовано в качестве двигателя летательных аппаратов, а также в качестве двигателя газореактивного электрогенератора. Импульсный детонационный двигатель содержит камеру сгорания, выполненную в виде полусферического газодинамического резонатора, сопло двигателя, систему подачи и впрыска компонентов топлива, систему инициирования детонационного горения. Дополнительно в камеру сгорания установлена камера-ускоритель с системой крепежных распорок соосно камере сгорания. Передний торец камеры-ускорителя совпадает с центром полусферической тяговой стенки газодинамического резонатора, а задний ее конец непосредственно примыкает к сопловому блоку. Изобретение позволяет сократить преддетонационное расстояние топливно-воздушной или топливной смеси и увеличить удельный импульс тяги двигателя. 1 ил.
Description
Изобретение относится к импульсным детонационным воздушно-реактивным и ракетным двигателям и может быть использовано в качестве двигателя летательных аппаратов, а также в качестве двигателя газореактивного электрогенератора.
К настоящему времени авиационные и жидкостные ракетные двигатели традиционных схем в значительной степени исчерпали возможности существенного улучшения своих удельных параметров. Одним из путей решения проблем создания новых более эффективных двигателей является переход от термодинамического цикла с подводом тепла при постоянном давлении (цикла Брайтона) к циклу с периодически повторяющимся (пульсирующим) детонационным сгоранием топлива, иными словами - к циклу с постоянным объемом. Известно [1-3], что при прочих равных условиях (температуре и степени сжатия) цикл с постоянным объемом имеет более высокий термодинамический коэффициент полезного действия, чем цикл при постоянном давлении.
Пульсирующий процесс в таком двигателе возникает за счет возбуждения высокочастотных автоколебаний в газодинамическом резонаторе (камере сгорании), периодически заполняющейся специально подготовленной топливно-воздушной или топливной смесью, а выделение тепла, усиливающее амплитуду этих колебаний, происходит вследствие детонационного сгорания этой смеси в ударно-волновых структурах, периодически образующихся в газодинамическом резонаторе.
Одним из наиболее существенных недостатков, присущих большинству модельных импульсных детонационных двигателей, являются достаточно высокий уровень энергии инициирования и большие преддетонационные расстояния топливно-воздушной или топливной смеси.
Известна [4] конструкция импульсного детонационного двигателя, в которой указанные недостатки в значительной степени устраняются введением в состав элементов двигателя связки трубок, расположенных в проточной части камеры сгорания.
Указанное техническое решение [4] обеспечивает существенное снижение энергии инициирования и сокращение преддетонационного расстояния топливно-воздушной или топливной смеси. Однако данной конструкции присущ такой недостаток, как относительно низкий удельный импульс тяги двигателя. Связано это с большим количеством трубок в проточной части детонационной камеры сгорания. Отраженные от тяговой стенки газообразные высокотемпературные продукты детонационного сгорания и ударные волны «натыкаются» на большое количество стенок металлических трубок в торцевой части связки. Как результат - потеря скорости истечения, частичное охлаждение продуктов сгорания, повышение вероятности турбулентного движения продуктов, диссипации энергии ударных волн.
Известен [5] импульсный детонационный двигатель, в конструкцию детонационной камеры сгорания которого для сокращения преддетонационного расстояния топливно-воздушной или топливной смеси включена полусферическая тяговая стенка - газодинамический резонатор. Данное техническое решение, являющееся наиболее близким по существу к заявляемому, принято за прототип.
Имея существенные преимущества перед другими конструкциями импульсных детонационных двигателей в плане сокращения преддетонационного расстояния, двигателю-прототипу присущ такой недостаток, как относительно высокое значение энергии инициирования топливно-воздушной или топливной смеси и относительно низкое значение удельного импульса тяги. Связано это с значительными потерями энергии при движении продуктов детонационного сгорания внутри камеры.
Задачей предложенного технического решения является создание эффективного импульсного детонационного двигателя с высокими энергобаллистическими характеристиками.
Технический результат, который может быть получен при его использовании, заключается в том, что существенно повышается удельный импульс тяги двигателя.
Указанный технический результат достигается тем, что в конструкцию известного «пульсирующего двигателя детонационного горения», состоящего из камеры сгорания, выполненной в виде полусферического газодинамического резонатора и сопла двигателя, системы подачи и впрыска горючего и окислителя, системы инициирования детонации топливной смеси, внесено изменение. В камере сгорания двигателя размещена дополнительная камера-ускоритель, представляющая собой трубу круглой, сплющенной или усечено-конической формы, располагаемая в проточной части детонационной камеры сгорания на одной с ней оси вращения, выполненная из того же конструкционного материала, что и сама камера сгорания (жаропрочной стали, титанового сплава), и жестко скрепленная с детонационной камерой сгорания системой крепежных распорок. Передний торец камеры-ускорителя совпадает с центром полусферической тяговой стенки; задний торец непосредственно примыкает к сопловому блоку. При отражении от тяговой стенки высокоэнергетические продукты детонационного сгорания и ударные волны фокусируются в плоскости передней стенки дополнительной камеры-ускорителя; происходит интегрирование их скоростей. Реализуется эффект, близкий к известному в физике высокоскоростных процессов «канальному» эффекту. Как результат - сокращение преддетонационного расстояния топливно-воздушной или топливной смеси и значительное увеличение удельного импульса тяги двигателя.
Заявляемое решение отличается от прототипа наличием новых существенных признаков. В конструкцию импульсного детонационного двигателя установлена дополнительная камера-ускоритель, располагаемая в проточной части камеры сгорания. Это отличие позволяет сделать вывод о соответствии заявляемого решения критерию «новизна».
В научно-технической литературе не обнаружено решений с такой совокупностью существующих признаков, следовательно, заявляемое решение соответствует критерию «изобретательский уровень».
Заявляемое устройство содержит стандартные элементы из областей двигателестроения и машиностроения, следовательно, предлагаемое изобретение соответствует критерию «промышленная значимость».
Схематично конструкция заявляемого импульсного детонационного двигателя показана на чертеже, где 1 - система впрыска горючего и окислителя, 2 - камера-ускоритель, 3 - сопло, 4 - камера сгорания, 5 - система инициирования, 6-полусферический газодинамический резонатор.
Положительный эффект по увеличению удельного импульса тяги предлагаемого устройства подтвержден экспериментально.
Удельный импульс тяги импульсного детонационного двигателя замеряли методом баллистического маятника.
В качестве импульсного детонационного двигателя использована модельная камера, представляющая собой металлическую трубу с полусферическим газодинамическим резонатором.
В качестве топливной смеси использовали стехиометрическую смесь паров керосина ТС-1 с воздухом.
Инициирование взрывчатого превращения производили взрывающейся от электрического разряда алюминиевой проволочкой с энергией инициирования 49-50 Дж.
По экспериментальным данным удельный импульс тяги модельного двигателя без камеры - ускорителя составил ≈7000 Н·с/кг, а с установленной камерой - ускорителем ≈10500 Н·с/кг.
Данный импульсный детонационный двигатель может быть использован в качестве двигателя летательных аппаратов авиационной и ракетно-космической техники, а также в качестве двигателя газореактивного электрогенератора. Представленный импульсный детонационный двигатель решает проблему сокращения предетонационного расстояния топливно-воздушной или топливной смеси и повышения удельного импульса тяги.
Источники информации
1. Нечаев Ю.Н. Термодинамический анализ процесса пульсирующих детонационных двигателей. - М.: ВВИА им. Н.Е. Жуковского, 2002.
2. Илларионов А.А., Нечаев Ю.Н. Оценка термодинамической эффективности и выбор оптимальных параметров ПуДД с наддувом // Проблемы создания перспективных авиационных двигателей: Сб. науч. тр. / Центральный институт авиационных моторов. - М., 2005.
3. Мохов А.А., Луковников А.В. Математическое моделирование расчета параметров силовых установок с пульсирующими детонационными двигателями в системе «Летательный аппарат - силовая установка» // Актуальные проблемы российской космонавтики: Тр. XXXI акад. чтений по космонавтике. Москва, январь-февраль 2007 г. / Под. общ. ред. А.К. Медведевой. - М.: Комиссия РАН.
4. Патент РФ №2282044, 22.11.2004 г.
5. Фудживара Т. Исследования импульсных детонационных двигателей в Японии / Импульсные детонационные двигатели/ Под ред. д.ф. - м.н. Фролова С.М. - М.: ТОРУС ПРЕСС, 2006.
Claims (1)
- Импульсный детонационный двигатель, включающий камеру сгорания, выполненную в виде полусферического газодинамического резонатора, сопло двигателя, систему подачи и впрыска компонентов топлива, систему инициирования детонационного горения, отличающийся тем, что дополнительно в камеру сгорания установлена камера-ускоритель с системой крепежных распорок соосно камере сгорания, причем передний торец камеры-ускорителя совпадает с центром полусферической тяговой стенки газодинамического резонатора, а задний ее конец непосредственно примыкает к сопловому блоку.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2010101938/06A RU2433293C2 (ru) | 2010-01-22 | 2010-01-22 | Импульсный детонационный двигатель |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2010101938/06A RU2433293C2 (ru) | 2010-01-22 | 2010-01-22 | Импульсный детонационный двигатель |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2010101938A RU2010101938A (ru) | 2011-07-27 |
RU2433293C2 true RU2433293C2 (ru) | 2011-11-10 |
Family
ID=44753208
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2010101938/06A RU2433293C2 (ru) | 2010-01-22 | 2010-01-22 | Импульсный детонационный двигатель |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2433293C2 (ru) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2526613C1 (ru) * | 2013-02-27 | 2014-08-27 | Государственное Научное Учреждение "Институт Тепло- И Массообмена Имени А.В. Лыкова Национальной Академии Наук Беларуси" | Пульсирующая детонационная установка для создания силы тяги |
RU2644798C1 (ru) * | 2016-03-18 | 2018-02-14 | Владимир Дмитриевич Шкилев | Импульсный детонационный ракетный двигатель |
-
2010
- 2010-01-22 RU RU2010101938/06A patent/RU2433293C2/ru not_active IP Right Cessation
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2526613C1 (ru) * | 2013-02-27 | 2014-08-27 | Государственное Научное Учреждение "Институт Тепло- И Массообмена Имени А.В. Лыкова Национальной Академии Наук Беларуси" | Пульсирующая детонационная установка для создания силы тяги |
RU2644798C1 (ru) * | 2016-03-18 | 2018-02-14 | Владимир Дмитриевич Шкилев | Импульсный детонационный ракетный двигатель |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2010101938A (ru) | 2011-07-27 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US6062018A (en) | Pulse detonation electrical power generation apparatus with water injection | |
Helman et al. | Detonation pulse engine | |
RU164690U1 (ru) | Маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения | |
CN104265506A (zh) | 脉冲爆震发动机 | |
RU2433293C2 (ru) | Импульсный детонационный двигатель | |
Yan et al. | Experimental investigation of the effect of bell-shaped nozzles on the two-phase pulse detonation rocket engine performance | |
Naitoh et al. | Fugine: the supermultijet-convergence engine working from startup to hypersonic scram mode and attaining simultaneously light-weight, high-efficiency, and low noise | |
Zangiev et al. | Thrust characteristics of an airbreathing pulse detonation engine in flight at mach numbers of 0.4 to 5.0 | |
CN111305972A (zh) | 一种脉冲爆震燃烧室及基于脉冲爆震的空气涡轮火箭发动机 | |
RU2710740C1 (ru) | Способ формирования и сжигания топливной смеси в камере детонационного горения ракетного двигателя | |
Akbari et al. | Numerical simulation and design of a combustion wave rotor for deflagrative and detonative propagation | |
Wang et al. | Experimental research on transition regions in continuously rotating detonation waves | |
US20130145746A1 (en) | Vortex cannon with enhanced ring vortex generation | |
CN107218155B (zh) | 一种脉冲预引爆可稳定工作的爆震发动机 | |
RU2432483C1 (ru) | Пульсирующий детонационный двигатель | |
RU60145U1 (ru) | Детонационный двигатель с устройством электромагнитного управления | |
CN212029599U (zh) | 一种脉冲爆震燃烧器 | |
Wang et al. | Discovery of breathing phenomena in continuously rotating detonation | |
US3449913A (en) | Combustion process | |
Kailasanath | A review of research on pulse detonation engines | |
Azami et al. | Comparative analysis of alternative fuels in detonation combustion | |
Lu | Progress and challenges in the development of detonation engines for propulsion and power production | |
CN112610358A (zh) | 一种水下高速推进发动机 | |
RU2737322C2 (ru) | Способ функционирования детонационного двигателя и устройство для его реализации | |
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: 20130123 |