RU2487256C2 - Method of detonation combustion of hydrogen in steady-state supersonic flow - Google Patents
Method of detonation combustion of hydrogen in steady-state supersonic flow Download PDFInfo
- Publication number
- RU2487256C2 RU2487256C2 RU2011112292/06A RU2011112292A RU2487256C2 RU 2487256 C2 RU2487256 C2 RU 2487256C2 RU 2011112292/06 A RU2011112292/06 A RU 2011112292/06A RU 2011112292 A RU2011112292 A RU 2011112292A RU 2487256 C2 RU2487256 C2 RU 2487256C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- detonation
- hydrogen
- channel
- flow
- air
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T10/00—Road transport of goods or passengers
- Y02T10/10—Internal combustion engine [ICE] based vehicles
- Y02T10/30—Use of alternative fuels, e.g. biofuels
Abstract
Description
Заявляемое изобретение может быть использовано в машиностроении, в частности в авиационном двигателестроении.The claimed invention can be used in mechanical engineering, in particular in aircraft engine manufacturing.
Наиболее близким к заявляемому способу является способ сжигания топлива в пульсирующей волне детонационного горения, которая со сверхзвуковой скоростью поступает в рабочую часть соплового конвергентно-дивергентного канала плоской конфигурации [1]. Основным недостатком прототипа является отказ от реализации стационарных режимов детонационного сжигания топливных смесей, наиболее выгодных с энергетической точки зрения при создании прямоточного сверхзвукового детонационного двигателя.Closest to the claimed method is a method of burning fuel in a pulsating wave of detonation combustion, which with supersonic speed enters the working part of the nozzle convergent divergence channel of a flat configuration [1]. The main disadvantage of the prototype is the refusal to implement stationary modes of detonation combustion of fuel mixtures, the most advantageous from an energy point of view when creating a direct-flow supersonic detonation engine.
Заявляемое изобретение направлено на создание сверхзвуковой прямоточной камеры непрерывного сгорания топливно-воздушных смесей (ТВС) в стационарной самоподдерживающейся волне детонации и представляет собой один из способов получения высокоэнтальпийного сверхзвукового потока, используемого при движении тел в воздухе.The invention is aimed at creating a supersonic ramjet continuous combustion of fuel-air mixtures (FAs) in a stationary self-sustaining detonation wave and is one of the methods for producing a high-enthalpy supersonic flow used when moving bodies in air.
Указанный результат достигается тем, что сверхзвуковой поток ТВС направляется в конвергентно-дивергентный сопловой канал, где в детонационной волне, стационарно расположенной и самоподдерживающейся в расширяющейся части осесимметричного соплового канала с монотонно меняющейся по длине формой сужающегося и расширяющегося участков, сгорает смесь водорода с воздухом постоянного во времени состава, поступающая параллельно оси канала со скоростью, большей скорости детонации Чепмена-Жуге в стехиометрической водородовоздушной смеси.The indicated result is achieved by the fact that the supersonic fuel assembly flow is directed to a convergent divergent nozzle channel, where in a detonation wave, stationary and self-supporting in the expanding part of the axisymmetric nozzle channel with a uniformly varying length shape of tapering and expanding sections, the mixture of hydrogen with constant air burns time of composition arriving parallel to the channel axis with a speed greater than the Chapman-Jouguet detonation velocity in a stoichiometric hydrogen-air mixture.
Отличительными признаками заявляемого изобретения являютсяDistinctive features of the claimed invention are
- использование в качестве топлива водородовоздушной смеси постоянного во времени состава,- the use as a fuel of a hydrogen-air mixture of a constant composition over time,
- наличие осесимметричного конвергентно-дивергентного соплового канала,- the presence of an axisymmetric convergent divergent nozzle channel,
- монотонно меняющаяся по длине форма сужающегося и расширяющегося участков канала,- monotonously varying along the length of the shape of the tapering and expanding sections of the channel,
- сверхзвуковой поток водорода с воздухом, направленный параллельно оси симметрии соплового канала,- a supersonic flow of hydrogen with air, directed parallel to the axis of symmetry of the nozzle channel,
- наличие самоподдерживающегося стационарного фронта детонационного горения в расширяющейся части соплового канала при выполнении следующего условия:- the presence of a self-sustaining stationary front of detonation combustion in the expanding part of the nozzle channel when the following conditions are met:
- значение скорости газа на входе в канал превосходит значение скорости детонации Чепмена-Жуге в стехиометрической водородовоздушной смеси.- the value of the gas velocity at the channel inlet exceeds the value of the Chapman-Jouguet detonation velocity in the stoichiometric hydrogen-air mixture.
Водород выбран в качестве топлива из-за его сравнительно высокой детонационной способности. Минимальная энергия инициирования детонационного горения водорода в воздухе при нормальных условиях равна 4.2 МДж в открытом пространстве [2]. Метан, являющийся основным компонентом природного газа, как и широко используемый в авиации керосин, вообще не детонируют в воздухе при нормальных условиях. Теплота сгорания водорода в расчете на один моль кислорода Q=480 кДж, в то время как для метана Q=400 кДж/моль, для ацетилена Q=500 кДж/моль [3]. Таким образом, водородовоздушная смесь по теплотворной и детонационной способности не уступает газообразным углеводородам, но предпочтительнее в экологическом плане, поскольку его сжигание происходит без образования сажи и различных окислов углерода. Постоянный во времени состав является необходимым условием генерации стационарного детонационного горения смеси.Hydrogen is selected as a fuel because of its relatively high detonation ability. The minimum initiation energy of detonation combustion of hydrogen in air under normal conditions is 4.2 MJ in open space [2]. Methane, which is the main component of natural gas, as well as kerosene widely used in aviation, do not detonate in air at all under normal conditions. The heat of combustion of hydrogen per one mol of oxygen is Q = 480 kJ, while for methane Q = 400 kJ / mol, for acetylene Q = 500 kJ / mol [3]. Thus, the hydrogen-air mixture in terms of calorific value and detonation ability is not inferior to gaseous hydrocarbons, but it is preferable from an environmental point of view, since it is burned without the formation of soot and various carbon oxides. A constant composition over time is a necessary condition for the generation of stationary detonation combustion of the mixture.
Воспламенение газообразного топлива может быть принудительным, то есть в результате подвода внешней энергии к газу, либо самопроизвольным, или спонтанным, например, при адиабатическом сжатии газа поршнем в теплоизолированном сосуде или за ударной волной. В предлагаемом способе детонационного сжигания сверхзвуковой поток водородовоздушной смеси адиабатически сжимается в конвергентной (сужающейся) части соплового канала и цилиндре минимального радиуса при его наличии. Достаточно высокая степень сжатия ведет к самовоспламенению, то есть спонтанному воспламенению газа. Если этого сжатия недостаточно, повышение температуры и давления уменьшает энергию, необходимую для вынужденного воспламенения смеси.The ignition of gaseous fuels can be forced, that is, as a result of the supply of external energy to the gas, either spontaneous or spontaneous, for example, with adiabatic compression of the gas by a piston in a thermally insulated vessel or behind a shock wave. In the proposed method of detonation combustion, the supersonic flow of the hydrogen-air mixture adiabatically compresses in the convergent (tapering) part of the nozzle channel and the cylinder of minimum radius, if any. A sufficiently high degree of compression leads to self-ignition, that is, spontaneous ignition of the gas. If this compression is not enough, an increase in temperature and pressure reduces the energy required for the forced ignition of the mixture.
Наличие дивергентного (расширяющегося) участка соплового канала обусловлено двумя причинами. Во-первых, на этом участке происходит рост скорости заторможенного в конвергентной части канала сверхзвукового потока до значений, отвечающих условиям формирования самоподдерживающегося стационарного фронта детонации, в каждой точке которого должны выполняться условия Чепмена-Жуге для скорости газа, направленной по нормали к криволинейному, в общем случае, детонационному фронту. Во-вторых, этот участок необходим для создания тяги, которая представляет собой продольную составляющую сил давления, направленных вдоль оси соплового канала навстречу потоку. Она растет с ростом давления за детонационным фронтом и площади поперечного сечения дивергентного сопла, поскольку в этой части давление действует на стенки соплового канала в сторону, противоположную направлению набегающего потока. Осевая симметрия позволяет осуществить заданное сжатие сверхзвукового потока на более коротком расстоянии, чем в случае плоского соплового канала.The presence of a divergent (expanding) section of the nozzle channel is due to two reasons. First, in this section, the speed of supersonic flow inhibited in the convergent part of the channel increases to values corresponding to the conditions for the formation of a self-sustaining stationary detonation front, at each point of which the Chapman-Jouguet conditions must be satisfied for the gas velocity directed normal to the curvilinear, in general case, detonation front. Secondly, this section is necessary to create a thrust, which is a longitudinal component of the pressure forces directed along the axis of the nozzle channel towards the flow. It increases with increasing pressure behind the detonation front and the cross-sectional area of the divergent nozzle, since in this part the pressure acts on the walls of the nozzle channel in the direction opposite to the direction of the incident flow. Axial symmetry allows for the specified compression of a supersonic flow at a shorter distance than in the case of a flat nozzle channel.
Монотонность профиля сужающегося и расширяющегося участков канала уменьшает вероятность формирования косых скачков уплотнения, которые приводят к дополнительным потерям полного давления и, как следствие, к снижению тяги, а в конвергентной секции способны инициировать преждевременное воспламенению газа.The monotonicity of the profile of the narrowing and expanding portions of the channel reduces the likelihood of oblique shock waves forming, which lead to additional losses in total pressure and, as a result, to a decrease in draft, and in the convergent section they can initiate premature ignition of the gas.
Поступление смеси параллельно оси симметрии канала, во-первых, также снижает вероятность формирования косых скачков уплотнения на входе в канал или их интенсивность в случае неудачно выполненной обечайки сопла, а во-вторых, имитирует движение соплового канала со сверхзвуковой скоростью в покоящемся газе.The arrival of the mixture parallel to the axis of symmetry of the channel, firstly, also reduces the likelihood of forming oblique shock waves at the entrance to the channel or their intensity in the case of an unsuccessful nozzle shell, and secondly, it simulates the movement of the nozzle channel with supersonic velocity in a stationary gas.
Стационарное детонационное горение может существовать только в режиме самоподдерживающейся детонационной волны Чепмена-Жуге (см., например, [4]). Сжатие сверхзвукового потока ведет к падению его скорости. При скорости потока на входе, близкой к скорости детонации Чепмена-Жуге на участке сужения канала и в некоторой начальной части его расширения инициирование детонации происходит в потоке со скоростью, меньшей скорости Чепмена-Жуге, что приводит к распространению волны навстречу потоку, выходу детонации в сужающуюся часть и срыву тяги. Поэтому скорость поступающей в сопловой канал водородовоздушной смеси ограничена снизу.Stationary detonation combustion can exist only in the regime of a self-sustaining Chapman-Jouguet detonation wave (see, for example, [4]). Compression of a supersonic flow leads to a decrease in its velocity. At a flow velocity at the inlet close to the Chapman-Jouguet detonation velocity in the channel narrowing section and in a certain initial part of its expansion, detonation is initiated in the flow at a speed lower than the Chapman-Jouguet velocity, which leads to the propagation of the wave towards the flow, and the detonation exits into a narrowing part and thrust failure. Therefore, the velocity of the hydrogen-air mixture entering the nozzle channel is limited from below.
Заявляемое изобретение поясняется фиг.1-4 и нижеследующим описанием. На фиг.1-3 представлен результат сжатия газа (формирование области EF с повышенной температурой газа, фиг.1) в конвергентной части соплового канала одной из возможных конфигураций, фронт самоподдерживающегося детонационного горения CD в дивергентной части канала (фиг.2) и силовое воздействие продуктов горения на внутреннюю поверхность канала (фиг.3) в установившемся потоке после принудительного инициирования детонации водородовоздушной смеси, поступающей в сопло со скоростью, большей скорости детонации Чепмена-Жуге в стехиометрической водородовоздушной смеси. На фиг.4 показано поле температур установившегося течения в сопловом канале с укороченной конвергентной частью, которая обеспечивает спонтанное инициирование самоподдерживающегося детонационного горения водородовоздушной смеси.The invention is illustrated in figures 1-4 and the following description. Figure 1-3 shows the result of gas compression (the formation of an EF region with an increased gas temperature, Figure 1) in the convergent part of the nozzle channel of one of the possible configurations, the front of self-sustaining detonation combustion CD in the divergent part of the channel (figure 2), and force combustion products on the inner surface of the channel (Fig. 3) in a steady stream after forced initiation of detonation of a hydrogen-air mixture entering the nozzle at a speed higher than the Chapman-Jouguet detonation velocity in stoichiometric water airborne mixture. Figure 4 shows the temperature field of the steady flow in the nozzle channel with a shortened convergent part, which provides spontaneous initiation of self-sustaining detonation combustion of the hydrogen-air mixture.
Сущность заявляемого изобретения поясняется нижеследующим описанием. В современных камерах сгорания сжигание ТВС происходит после торможения потока до дозвуковых скоростей с тем, чтобы снизить потери полного давления. При высоких скоростях полета такое торможение приводит к прогреву газа до температуры термического разложения топлива, что снижает эффективность тепловыделения. Детонационное горение происходит без торможения сверхзвукового потока до дозвуковых скоростей и поэтому может обеспечить более высокую эффективность тепловыделения несмотря на некоторые потери полного давления в ударном фронте детонационной волны.The essence of the claimed invention is illustrated by the following description. In modern combustion chambers, fuel assemblies are burned after flow inhibition to subsonic speeds in order to reduce total pressure loss. At high flight speeds, such braking leads to heating of the gas to the temperature of thermal decomposition of the fuel, which reduces the efficiency of heat generation. Detonation combustion occurs without inhibition of the supersonic flow to subsonic speeds and therefore can provide higher heat release efficiency despite some loss of total pressure in the shock front of the detonation wave.
В [1] предложено осуществлять сжигание топлива в детонационной волне, пульсирующей в плоской рабочей части соплового канала. Теоретические исследования, проведенные в одномерном приближении на основе модели бесконечно тонкой детонации, позволили рассчитать оптимальные параметры детонационной камеры сгорания, в которой пульсации обеспечены периодическим изменением состава смеси. В работе отмечено, что максимум удельного импульса и тяги достигается при использовании детонационных режимов, близких к стационарным.In [1], it was proposed to burn fuel in a detonation wave pulsating in the flat working part of the nozzle channel. Theoretical studies carried out in a one-dimensional approximation based on the model of infinitely thin detonation made it possible to calculate the optimal parameters of the detonation combustion chamber, in which pulsations are provided by a periodic change in the composition of the mixture. It is noted in the work that the maximum specific impulse and thrust is achieved using detonation modes close to stationary.
Заявляемое изобретение позволяет в непрерывном самоподдерживающемся стационарном режиме преобразовать тепловую энергию химических реакций в дополнительную кинетическую энергию сверхзвукового газового потока. Водородовоздушная смесь, поступающая в осесимметричное конвергентно-дивергентное сопло со скоростью, большей скорости детонации Чепмена-Жуге в стехиометрической водородовоздушной смеси, направляется в сужающейся части к оси симметрии канала. В ограниченной области EF (фиг.1), локализованной у оси симметрии в окрестности минимального сечения, повышаются давление и температура газа. Складываются условия, которые приводят к самовоспламенению или способствуют вынужденному воспламенению смеси и, как следствие, формированию, вообще говоря, криволинейного фронта самоподдерживающегося детонационного горения CD в дивергентной части канала (фиг.2). Положение и форма детонационного фронта обеспечивают выполнение условий Чепмена-Жуге в каждой точке его поверхности, то есть стационарность детонационного горения, постоянство и непрерывность тепловыделения. Положение и форма этого самоподдерживающегося детонационного фронта, в свою очередь, определяются параметрами набегающего потока, компонентным составом газа и геометрией соплового канала.The claimed invention allows in a continuous self-sustaining stationary mode to convert the thermal energy of chemical reactions into additional kinetic energy of a supersonic gas stream. The hydrogen-air mixture entering the axisymmetric convergent-divergent nozzle with a speed greater than the Chapman-Jouguet detonation velocity in the stoichiometric hydrogen-air mixture is directed in the tapering part to the channel symmetry axis. In the limited region EF (Fig. 1), localized at the axis of symmetry in the vicinity of the minimum section, the pressure and temperature of the gas increase. Conditions are created that lead to self-ignition or contribute to the forced ignition of the mixture and, as a result, the formation, generally speaking, of a curved front of self-sustaining detonation combustion of CD in the divergent part of the channel (Fig. 2). The position and shape of the detonation front ensure the fulfillment of the Chapman-Jouguet conditions at every point on its surface, that is, the stationary detonation combustion, the constancy and continuity of heat generation. The position and shape of this self-sustaining detonation front, in turn, are determined by the parameters of the incident flow, the gas composition and the geometry of the nozzle channel.
Принципиальная возможность реализации заявляемого изобретения может быть проиллюстрирована на примере использования конвергентно-дивергентного осесимметричного соплового канала с центральной цилиндрической частью (фиг.1). На рисунке длины отнесены к радиусу центрального цилиндра r0=0.1 м. Радиус входного сечения R1=1.6r0, радиус сопла на выходе R2=5r0, входной и центральный цилиндры имеют одинаковую длину Le=L0, равную r0, длины сужающейся и расширяющейся частей канала равны Lc=5r0 и Ld=13r0 соответственно. Профиль конвергентной части задается участком синусоиды, монотонно убывающим при изменении x от -Lc до 0: y=r0-(R1-r0)sin(0.5πx/Lc), контур дивергентной части задается синусоидой, монотонно возрастающей на отрезке от L0 до L0+Ld: y=r0+(R2-r0)sin(0.5π(x-L0)/Ld). Геометрия канала и параметры набегающего потока удовлетворяют изложенным выше условиям. В [5] численно показано, что вынужденное воспламенение позволяет реализовать стационарное самоподдерживающееся детонационное горение водородовоздушных смесей и получить высокоэнтальпийный сверхзвуковой поток на выходе из соплового канала.The fundamental possibility of implementing the claimed invention can be illustrated by the example of the use of convergent-divergent axisymmetric nozzle channel with a central cylindrical part (figure 1). Figure length assigned to the central cylinder radius r 0 = 0.1 m. The radius of the inlet section 1 R 0 = 1.6r, the nozzle outlet radius R 2 = 5r 0, the input and the central cylinders have the same length L e = L 0, r 0 is equal , the lengths of the tapering and expanding parts of the channel are L c = 5r 0 and L d = 13r 0, respectively. The profile of the convergent part is defined by the section of the sinusoid, which monotonically decreases with x from -L c to 0: y = r 0 - (R 1 -r 0 ) sin (0.5πx / L c ), the contour of the divergent part is set by a sinusoid that increases monotonically in the segment from L 0 to L 0 + L d : y = r 0 + (R 2 -r 0 ) sin (0.5π (xL 0 ) / L d ). The geometry of the channel and the parameters of the incoming flow satisfy the above conditions. In [5], it was shown numerically that forced ignition makes it possible to realize stationary self-sustaining detonation combustion of hydrogen-air mixtures and to obtain a high-enthalpy supersonic flow at the exit of the nozzle channel.
В [6] доказана устойчивость полученных стационарных самоподдерживающихся режимов детонационного горения к периодическим возмущениям концентрации водорода в поступающей смеси в широком диапазоне изменения параметров течения. Срыв стационарного детонационного горения происходит из-за длительного отсутствия достаточного количества водорода в зоне воспламенения в случае низкочастотных длинноволновых возмущений с высокой амплитудой. К потере устойчивости приводит также выход детонации в конвергентную часть сопла, обусловленный неоптимальным выбором состава смеси. Все это говорит не столько о неустойчивости рассматриваемых стационарных режимов детонационного горения, сколько о трудностях реализации пульсирующих режимов в рассматриваемом сопловом канале.In [6], the stability of the obtained stationary self-sustaining detonation combustion regimes to periodic disturbances of the hydrogen concentration in the incoming mixture over a wide range of flow parameters was proved. Disruption of stationary detonation combustion occurs due to the prolonged absence of a sufficient amount of hydrogen in the ignition zone in the case of low-frequency long-wave disturbances with a high amplitude. The loss of stability is also caused by the detonation exit to the convergent part of the nozzle due to the non-optimal choice of the mixture composition. All this speaks not so much about the instability of the stationary detonation combustion modes under consideration, but about the difficulties in implementing pulsating regimes in the considered nozzle channel.
Инициирование детонационного горения предварительно нагретой водородовоздушной смеси в сверхзвуковом потоке экспериментально реализовано в [7] путем импульсной фокусировки лазерного излучения.The initiation of detonation combustion of a preheated hydrogen – air mixture in a supersonic flow was experimentally realized in [7] by pulsed focusing of laser radiation.
Стационарное самоподдерживающееся детонационное горение водородовоздушных смесей при спонтанном воспламенении численно получено в сопловом канале с укороченным конвергентным участком Lc=-3r0 (фиг.4).Stationary self-sustaining detonation combustion of hydrogen-air mixtures during spontaneous ignition was numerically obtained in the nozzle channel with a shortened convergent section L c = -3r 0 (Fig. 4).
Численное моделирование и эксперименты подтверждает возможность реализации заявляемого изобретения. Заявляемый способ позволяет в непрерывном самоподдерживающемся режиме преобразовывать тепловую энергию химических реакций в дополнительную кинетическую энергию газового потока, избегая контрпродуктивного термического разложения топлива путем детонационного сжигания водородовоздушной смеси, направляемой с высокой сверхзвуковой скоростью в осесимметричное конвергентно-дивергентное сопло. Предлагаемый способ допускает оптимизацию формы соплового канала для уменьшения энергии инициирования детонации и получения высокоэнтальпийного сверхзвукового потока с заданными параметрами.Numerical modeling and experiments confirm the feasibility of the claimed invention. The inventive method allows in a continuous self-sustaining mode to convert the thermal energy of chemical reactions into additional kinetic energy of the gas stream, avoiding the counterproductive thermal decomposition of fuel by detonation combustion of a hydrogen-air mixture sent at high supersonic speed to an axisymmetric convergent divergent nozzle. The proposed method allows optimization of the shape of the nozzle channel to reduce the initiation energy of detonation and to obtain a high-enthalpy supersonic flow with specified parameters.
Источник информацииThe source of information
1. Крайко А.Н. Теоретическое и экспериментальное обоснование концепции пульсирующего двигателя с детонационной волной, движущейся против сверхзвукового потока // Импульсные детонационные двигатели / Под ред. С.М.Фролова. М.: Торус Пресс, 2006. С.569-590.1. Kraiko A.N. Theoretical and experimental substantiation of the concept of a pulsating engine with a detonation wave moving against a supersonic flow // Pulse detonation engines / Ed. S.M. Frolova. M .: Torus Press, 2006. S.569-590.
2. Нетлетон М. Детонация в газах. М.: Мир. 1989. - 280 с.2. Netleton M. Detonation in gases. M .: World. 1989 .-- 280 p.
3. Гурвич Л.В., Вейц И.В., Медведев В.А. и др. Термодинамические свойства индивидуальных веществ. Справочное издание. Т.1. Кн.2. М.: Наука, 1978. 327 с.3. Gurvich L.V., Weitz I.V., Medvedev V.A. et al. Thermodynamic properties of individual substances. Reference Edition. T.1.
4. Черный Г.Г. Газовая динамика. М.: Наука. Гл. ред. Физ.-мат. лит., 1988. - 424 с.4. Black G.G. Gas dynamics. M .: Science. Ch. ed. Phys.-mat. lit., 1988 .-- 424 p.
5. Туник Ю.В. Численное моделирование детонационного горения водородовоздушных смесей в сопле Лаваля // Изв. РАН. МЖГ. 2010. №2. С.107-114.5. Tunic Yu.V. Numerical modeling of detonation combustion of hydrogen-air mixtures in a Laval nozzle // Izv. RAS. MZHG. 2010. No2. S.107-114.
6. Туник Ю.В. Устойчивость детонационного горения к изменению концентрации водорода на входе в сверхзвуковое сопло // Изв. РАН. МЖГ. 2011. №1. С.128-135 (в печати).6. Tunic Yu.V. The stability of detonation combustion to a change in the concentration of hydrogen at the entrance to a supersonic nozzle // Izv. RAS. MZHG. 2011. No1. S.128-135 (in press).
7. V.A.Pavlov, O.P.Shatalov, Yu.V.Tunik. Laser-based ignition of supersonic hydrogenous flows in a shock tube. Technical Program and Abstracts. 7th International Colloquim on Pulsed and Continuous Detonations. St. Petersburg, 2010, p 10.7. VAPavlov, OPShatalov, Yu.V. Tunik. Laser-based ignition of supersonic hydrogenous flows in a shock tube. Technical Program and Abstracts. 7 th International Colloquim on Pulsed and Continuous Detonations. St. Petersburg, 2010,
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2011112292/06A RU2487256C2 (en) | 2011-03-31 | 2011-03-31 | Method of detonation combustion of hydrogen in steady-state supersonic flow |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2011112292/06A RU2487256C2 (en) | 2011-03-31 | 2011-03-31 | Method of detonation combustion of hydrogen in steady-state supersonic flow |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2011112292A RU2011112292A (en) | 2012-10-10 |
| RU2487256C2 true RU2487256C2 (en) | 2013-07-10 |
Family
ID=47079097
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2011112292/06A RU2487256C2 (en) | 2011-03-31 | 2011-03-31 | Method of detonation combustion of hydrogen in steady-state supersonic flow |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2487256C2 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2659415C1 (en) * | 2017-06-14 | 2018-07-02 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" | Pulse detonation initiation method |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3768926A (en) * | 1971-11-30 | 1973-10-30 | R Pegg | Pulse jet rotor drive for helicopter |
| GB2195402A (en) * | 1986-09-10 | 1988-04-07 | Kershaw H A | A method of power generation and it's use in a propulsion device |
| RU2282044C1 (en) * | 2004-11-22 | 2006-08-20 | Бордовский Антон Владимирович | Detonation combustion pulsejet engine |
| RU2006142326A (en) * | 2004-04-30 | 2008-06-10 | Уилль м Энтони ДЕННЕ (GB) | PULSE-REACTIVE ENGINES |
| RU2347098C1 (en) * | 2007-06-13 | 2009-02-20 | Институт теоретической и прикладной механики им. С.А. Христиановича Сибирское отделение Российской академии наук (ИТПМ СО РАН) | Method for operation of supersonic pulse athodyd and supersonic pulse athodyd |
-
2011
- 2011-03-31 RU RU2011112292/06A patent/RU2487256C2/en active IP Right Revival
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3768926A (en) * | 1971-11-30 | 1973-10-30 | R Pegg | Pulse jet rotor drive for helicopter |
| GB2195402A (en) * | 1986-09-10 | 1988-04-07 | Kershaw H A | A method of power generation and it's use in a propulsion device |
| RU2006142326A (en) * | 2004-04-30 | 2008-06-10 | Уилль м Энтони ДЕННЕ (GB) | PULSE-REACTIVE ENGINES |
| RU2282044C1 (en) * | 2004-11-22 | 2006-08-20 | Бордовский Антон Владимирович | Detonation combustion pulsejet engine |
| RU2347098C1 (en) * | 2007-06-13 | 2009-02-20 | Институт теоретической и прикладной механики им. С.А. Христиановича Сибирское отделение Российской академии наук (ИТПМ СО РАН) | Method for operation of supersonic pulse athodyd and supersonic pulse athodyd |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2659415C1 (en) * | 2017-06-14 | 2018-07-02 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" | Pulse detonation initiation method |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2011112292A (en) | 2012-10-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Yao et al. | Reinitiation phenomenon in hydrogen-air rotating detonation engine | |
| US6983586B2 (en) | Two-stage pulse detonation system | |
| JP5892622B2 (en) | Multi-tube valveless pulse detonation engine | |
| US7739867B2 (en) | Compact, low pressure-drop shock-driven combustor | |
| US7669406B2 (en) | Compact, low pressure-drop shock-driven combustor and rocket booster, pulse detonation based supersonic propulsion system employing the same | |
| US20110047962A1 (en) | Pulse detonation combustor configuration for deflagration to detonation transition enhancement | |
| US20110126511A1 (en) | Thrust modulation in a multiple combustor pulse detonation engine using cross-combustor detonation initiation | |
| US7310951B2 (en) | Steady-state detonation combustor and steady-state detonation wave generating method | |
| CN110410232B (en) | Shock wave focusing ignition detonation combustor and ignition detonation method thereof | |
| RU172777U1 (en) | Supersonic ramjet engine | |
| RU2333423C2 (en) | Method of initiation of detonation in inflammable mixtures and device for its realisation | |
| RU2672244C1 (en) | Method for initiating detonation in pipe with combustible mixture and device for its implementation | |
| RU2487256C2 (en) | Method of detonation combustion of hydrogen in steady-state supersonic flow | |
| US9217392B2 (en) | Vortex cannon with enhanced ring vortex generation | |
| Wang et al. | Experimental research on transition regions in continuously rotating detonation waves | |
| Frolov et al. | Pulse-detonation burner unit operating on natural gas | |
| US20050279083A1 (en) | Folded detonation initiator for constant volume combustion device | |
| RU178988U1 (en) | Supersonic ramjet engine | |
| Wang et al. | Discovery of breathing phenomena in continuously rotating detonation | |
| US20070157623A1 (en) | Fuel preconditioning for detonation combustion | |
| Wahid et al. | Early assessment of asymmetric vortex small rotating detonation engine | |
| US20120192546A1 (en) | Catalytic Converter for a Pulse Detonation Turbine Engine | |
| RU2724558C1 (en) | Method and device for arrangement of periodic operation of continuous-detonation combustion chamber | |
| Bogdanov | Contemporary achievements in the field of acoustic ignition systems | |
| Ciccarelli et al. | Flame acceleration enhancement by distributed ignition points |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20140401 |
|
| NF4A | Reinstatement of patent |
Effective date: 20150610 |
|
| QA4A | Patent open for licensing |
Effective date: 20200317 |