RU2511921C1 - Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель и способ организации горения - Google Patents
Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель и способ организации горения Download PDFInfo
- Publication number
- RU2511921C1 RU2511921C1 RU2012152756/06A RU2012152756A RU2511921C1 RU 2511921 C1 RU2511921 C1 RU 2511921C1 RU 2012152756/06 A RU2012152756/06 A RU 2012152756/06A RU 2012152756 A RU2012152756 A RU 2012152756A RU 2511921 C1 RU2511921 C1 RU 2511921C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuel
- air intake
- resonator
- combustion chamber
- combustion
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Ignition Installations For Internal Combustion Engines (AREA)
Abstract
Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит воздухозаборник с центральным телом, камеру сгорания, топливную форсунку, соединенную пилонами с воздухозаборником, и систему управления. Топливная форсунка установлена в центральном теле воздухозаборника и выполнена в виде газоструйного резонатора с острой передней кромкой. Вход газоструйного резонатора совмещен с носовой частью центрального тела и обращен навстречу набегающему потоку воздуха, а его внутренняя полость соединена с топливной системой. Задняя стенка и часть боковой стенки газоструйного резонатора выполнены пористыми с управляемой скважностью. На внешней стороне задней стенки газоструйного резонатора размещен плоский воспламенитель с отверстиями, электрически соединенный с системой управления двигателя и источником пульсирующего электрического поля. Через топливную форсунку перед воздухозаборником подают нанодисперсное топливо, содержащее углеродные нанотрубки с капсулированным в них водородом двумя потоками: через вход газоструйного резонатора навстречу набегающему потоку воздуха и через его пористые стенки. Создают между воспламенителем на задней стенке газоструйного резонатора и камерой сгорания пульсирующий электрический разряд с частотой в диапазоне от 0,1 до 25 кГц. Изобретение направлено на улучшение процессов подготовки и горения топливовоздушной смеси, повышение полноты сгорания топлива и топливной эффективности двигателя, а также совершенствование его массогабаритных характеристик. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.
Description
Изобретение относится к авиационному двигателестроению, а именно к гиперзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателям (ГПВРД), и может быть использовано в силовых установках гиперзвуковых летательных аппаратов, использующих кислород воздуха в качестве окислителя.
Теплозащита передних кромок и организация процессов подготовки и горения топливовоздушной смеси остаются серьезными проблемами на пути создания современных ГПВРД, имеющих хорошую полноту сгорания топлива, высокую топливную эффективность и приемлемые массогабаритные характеристики двигателя при гиперзвуковых скоростях полета летательного аппарата в атмосфере Земли.
Известен пульсирующий детонационный двигатель (патент RU №2432483, МПК F02К 7/04,2011), содержащий корпус, воздухозаборник с центральным телом, камеру сгорания, инициатор детонации, сопловой аппарат, топливную систему с топливной форсункой, соединенной пилонами с воздухозаборником, и систему управления режимом горения топливовоздушной смеси в камере сгорания двигателя.
Недостатком известного пульсирующего детонационного двигателя является высокое аэродинамическое сопротивление.
Наиболее близким из известных технических решений к предлагаемому гиперзвуковому прямоточному воздушно-реактивному двигателю является принятый за прототип гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель и способ организации горения (патент RU №2262000, МПК F02К 7/10, 2005). Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель включает носовую часть корпуса двигателя, воздухозаборник, топливную форсунку, расположенную в носовой части двигателя перед воздухозаборником и соединенную пилонами с ним, камеру сгорания, воспламенитель и сопло. При этом способ организации горения в гиперзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе включает сжатие воздуха в воздухозаборнике, подачу топлива в камеру сгорания перед воздухозаборником в зону, образованную между топливной форсункой, пилонами и воздухозаборником, горение топливовоздушной смеси и последующее расширение продуктов горения в сопле.
Недостатками известного технического решения являются протяженная зона подготовки и горения топливовоздушной смеси и неудовлетворительные массогабаритные характеристики ГПВРД.
Задачей заявленного изобретения является организация подготовки и горения топливовоздушной смеси с целью улучшения полноты сгорания топлива и повышения топливной эффективности двигателя.
Технический результат, получаемый при осуществлении изобретения, заключается в повышении топливной эффективности и улучшении массогабаритных характеристик ГПВРД.
Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что в гиперзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе, содержащем корпус, воздухозаборник с центральным телом, камеру сгорания, топливную форсунку, расположенную в носовой части двигателя перед воздухозаборником и соединенную пилонами с ним, воспламенитель и сопло, топливная форсунка установлена в центральном теле воздухозаборника и выполнена в виде газоструйного резонатора с острой передней кромкой, вход которого совмещен с носовой частью центрального тела и обращен навстречу набегающему потоку воздуха, внутренняя полость газоструйного резонатора соединена с топливной системой, задняя стенка и часть боковой стенки газоструйного резонатора выполнены пористыми с управляемой скважностью и на внешней стороне задней стенки газоструйного резонатора размещен плоский воспламенитель с отверстиями, электрически соединенный с системой управления двигателя и источником пульсирующего электрического поля. Решение поставленной задачи и технический результат достигаются также тем, что в способе организации горения в гиперзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе, включающем сжатие воздуха в воздухозаборнике, генерирование внутренних ударных волн в проточной части двигателя, формирующих при взаимодействии пересжатую детонационную волну, подачу топлива в камеру сгорания перед воздухозаборником, горение топливовоздушной смеси в камере сгорания, расширение продуктов горения в сопле и регулирование режима горения в камере сгорания, подают в камеру сгорания через топливную форсунку нанодисперсное топливо, содержащее углеродные нанотрубки с капсулированным в них водородом двумя потоками: через вход газоструйного резонатора навстречу набегающему потоку воздуха и через его пористые стенки, и создают между воспламенителем на задней стенке газоструйного резонатора и камерой сгорания пульсирующий электрический разряд с частотой в диапазоне от 0,1 до 25 кГц.
На фигуре 1 приведена схема заявленного гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя.
Двигатель содержит корпус 1, воздухозаборник 2 с центральным телом, камеру сгорания 3, воспламенитель 4, сопло 5, топливную форсунку 6, соединенную пилонами 7 с воздухозаборником 2 и выполненную в виде газоструйного резонатора 8 с острой передней кромкой 9, вход которого совмещен с носовой частью центрального тела и обращен навстречу набегающему потоку воздуха 10. Внутренняя полость 11 газоструйного резонатора 8 соединена с топливной системой двигателя, которая на схеме не показана. Задняя стенка 12 газоструйного резонатора 8 и часть его боковой стенки 13 выполнены пористыми с управляемой скважностью и на внешней стороне задней стенки 12 газоструйного резонатора 8 размещен плоский воспламенитель 4, электрически соединенный с системой управления 14 двигателя и источником питания 15 пульсирующего электрического поля. Окончательно топливовоздушную смесь 16 готовят перед камерой сгорания 3 при взаимодействии набегающего потока 10 с нанодисперсным топливом 17, вводимым в поток 10 через топливную форсунку 6 в виде газоструйного резонатора 8.
Заявленный способ организации горения в гиперзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе осуществляют следующим образом. Запуск двигателя и управление режимами его работы осуществляют с помощью системы управления 14 при достижении расчетных значений скорости полета и режима работы воздухозаборника 2. Нанодисперсное топливо 17, содержащее углеродные нанотрубки с капсулированным в них водородом, подают в камеру сгорания 3 через топливную форсунку 6 одновременно с выдачей управляющего сигнала на воспламенитель 4 и созданием между ним и камерой сгорания 3 пульсирующего электрического разряда с частотой в диапазоне от 0,1 до 25 кГц. Воспламенение и поддержание процесса горения подготовленной топливовоздушной смеси 16 в камере сгорания 3 осуществляют за счет ее поджига при высокой температуре газа за взаимодействующими скачками уплотнения 18 и разрядом между воспламенителем 4 и камерой сгорания 3.
Анализ выполненных исследований показал, что заявленные технические решения существенно улучшают качество подготавливаемой топливовоздушной смеси 16 и повышают на 15-20% полноту сгорания топлива и топливную эффективность ГПВРД. Важную роль при этом играют углеродные нанотрубки, обладающие уникальным свойством автоэлектронной эмиссии в электрическом поле (Гуляев Ю.В. Углеродные нанотрубные структуры - новый материал для эмиссионной электроники. Вестник РАН. Т. 73. №5. 2003).
Таким образом, преимуществом заявленного гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя и способа организации горения в нем является возможность управлять режимом горения в камере сгорания топливовоздушной смеси на основе нанодисперсного топлива, содержащего углеродные нанотрубки с помощью электрического разряда между воспламенителем и камерой сгорания двигателя, повысить стабильность горения и улучшить массогабаритные характеристики ГПВРД.
Claims (2)
1. Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель, содержащий корпус, воздухозаборник с центральным телом, камеру сгорания, воспламенитель, сопло, топливную форсунку, соединенную пилонами с воздухозаборником, и систему управления, отличающийся тем, что топливная форсунка установлена в центральном теле воздухозаборника и выполнена в виде газоструйного резонатора с острой передней кромкой, вход которого совмещен с носовой частью центрального тела и обращен навстречу набегающему потоку воздуха, внутренняя полость газоструйного резонатора соединена с топливной системой, задняя стенка и часть боковой стенки газоструйного резонатора выполнены пористыми с управляемой скважностью и на внешней стороне задней стенки газоструйного резонатора размещен плоский воспламенитель с отверстиями, электрически соединенный с системой управления двигателя и источником пульсирующего электрического поля.
2. Способ организации горения в гиперзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе, включающий сжатие воздуха в воздухозаборнике, генерирование внутренних ударных волн в проточной части двигателя, формирующих при взаимодействии пересжатую детонационную волну, подачу топлива в камеру сгорания через топливную форсунку перед воздухозаборником, горение топливовоздушной смеси в камере сгорания, расширение продуктов горения в сопле и регулирование режима горения, отличающийся тем, что в камеру сгорания через топливную форсунку перед воздухозаборником подают нанодисперсное топливо, содержащее углеродные нанотрубки с капсулированным в них водородом двумя потоками: через вход газоструйного резонатора навстречу набегающему потоку воздуха и через его пористые стенки, и создают между воспламенителем на задней стенке газоструйного резонатора и камерой сгорания пульсирующий электрический разряд с частотой в диапазоне от 0,1 до 25 кГц.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2012152756/06A RU2511921C1 (ru) | 2012-12-07 | 2012-12-07 | Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель и способ организации горения |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2012152756/06A RU2511921C1 (ru) | 2012-12-07 | 2012-12-07 | Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель и способ организации горения |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2511921C1 true RU2511921C1 (ru) | 2014-04-10 |
Family
ID=50438259
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2012152756/06A RU2511921C1 (ru) | 2012-12-07 | 2012-12-07 | Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель и способ организации горения |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2511921C1 (ru) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2724629C1 (ru) * | 2020-02-03 | 2020-06-25 | Акционерное общество "Федеральное научно-производственный центр "Алтай" | Бронебойный активно-реактивный снаряд |
RU2724626C1 (ru) * | 2020-01-27 | 2020-06-25 | Акционерное общество "Федеральный научно-производственный центр "Алтай" | Бронебойный активно-реактивный снаряд |
RU2806265C1 (ru) * | 2023-02-14 | 2023-10-30 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Система запуска прямоточного воздушно-реактивного двигателя |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3533239A (en) * | 1969-05-08 | 1970-10-13 | John N Ghougasian | Combined pulse jet and variable ram jet engine |
US3604211A (en) * | 1969-09-12 | 1971-09-14 | John N Ghougasian | Combined pulse jet and variable ram jet engine |
EP0370209A1 (en) * | 1988-10-06 | 1990-05-30 | The Boeing Company | Engine for low-speed to hypersonic vehicles |
US5072581A (en) * | 1989-03-23 | 1991-12-17 | General Electric Company | Scramjet combustor |
RU2262000C2 (ru) * | 2003-10-20 | 2005-10-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" | Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель (гпврд) и способ организации горения |
RU2432483C1 (ru) * | 2010-02-04 | 2011-10-27 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Пульсирующий детонационный двигатель |
-
2012
- 2012-12-07 RU RU2012152756/06A patent/RU2511921C1/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3533239A (en) * | 1969-05-08 | 1970-10-13 | John N Ghougasian | Combined pulse jet and variable ram jet engine |
US3604211A (en) * | 1969-09-12 | 1971-09-14 | John N Ghougasian | Combined pulse jet and variable ram jet engine |
EP0370209A1 (en) * | 1988-10-06 | 1990-05-30 | The Boeing Company | Engine for low-speed to hypersonic vehicles |
US5072581A (en) * | 1989-03-23 | 1991-12-17 | General Electric Company | Scramjet combustor |
RU2262000C2 (ru) * | 2003-10-20 | 2005-10-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" | Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель (гпврд) и способ организации горения |
RU2432483C1 (ru) * | 2010-02-04 | 2011-10-27 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Пульсирующий детонационный двигатель |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2724626C1 (ru) * | 2020-01-27 | 2020-06-25 | Акционерное общество "Федеральный научно-производственный центр "Алтай" | Бронебойный активно-реактивный снаряд |
RU2724629C1 (ru) * | 2020-02-03 | 2020-06-25 | Акционерное общество "Федеральное научно-производственный центр "Алтай" | Бронебойный активно-реактивный снаряд |
RU2806265C1 (ru) * | 2023-02-14 | 2023-10-30 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Система запуска прямоточного воздушно-реактивного двигателя |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2605162C2 (ru) | Прямоточный воздушно-реактивный двигатель, включающий детонационную камеру, и летательный аппарат, содержащий такой двигатель | |
CN102619643B (zh) | 一种脉冲爆震发动机射流点火装置 | |
RU2511921C1 (ru) | Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель и способ организации горения | |
JP2013520615A5 (ru) | ||
CN203940469U (zh) | 一种加力燃烧室供油装置 | |
RU2439358C2 (ru) | Прямоточный воздушно-реактивный двигатель на порошкообразном металлическом горючем | |
RU2520784C1 (ru) | Способ организации детонационного режима горения в камере сгорания гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя | |
CN202578943U (zh) | 一种脉冲爆震发动机射流点火装置 | |
CN104061598A (zh) | 加力燃烧室供油装置 | |
RU2387582C2 (ru) | Комплекс для реактивного полета | |
RU2529935C1 (ru) | Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель и способ организации рабочего процесса | |
RU2557793C1 (ru) | Газотурбинный двигатель | |
JP2015183680A (ja) | 燃焼器、ジェットエンジン、飛しょう体及びジェットエンジンの動作方法 | |
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 | |
RU173530U1 (ru) | Силовая установка гиперзвукового летательного аппарата | |
KR101884532B1 (ko) | 스크램제트 플라즈마 엔진 및 이를 포함하는 비행체 | |
RU187985U1 (ru) | Гиперзвуковой летательный аппарат с прямоточным воздушно-реактивным двигателем | |
CN104929809A (zh) | 爆轰冲压火箭工作方法 | |
RU2516735C1 (ru) | Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель и способ организации горения | |
CN1318748C (zh) | 一种超燃冲压发动机 | |
RU2490491C1 (ru) | Устройство для импульсного зажигания горючей смеси | |
RU2524591C1 (ru) | Гиперзвуковой, воздушно реактивный двигатель с детонационно-пульсирующей камерой сгорания, с совмещением гиперзвукового реактивного потока со сверхзвуковым прямоточным "один в другом" | |
CN107143432B (zh) | 一种爆震波前高压电等离子气接力耦合点火爆震发动机 | |
CN103437912A (zh) | 射流喷气发动机 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20181208 |