RU2516735C1 - Hypersonic ramjet engine and concept of combustion - Google Patents

Hypersonic ramjet engine and concept of combustion Download PDF

Info

Publication number
RU2516735C1
RU2516735C1 RU2012152755/06A RU2012152755A RU2516735C1 RU 2516735 C1 RU2516735 C1 RU 2516735C1 RU 2012152755/06 A RU2012152755/06 A RU 2012152755/06A RU 2012152755 A RU2012152755 A RU 2012152755A RU 2516735 C1 RU2516735 C1 RU 2516735C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
fuel
combustion
nozzle
combustion chamber
engine
Prior art date
Application number
RU2012152755/06A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Леонид Васильевич Носачев
Роман Владимирович Прохоров
Надежда Леонидовна Хасанова
Original Assignee
Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ")
Леонид Васильевич Носачев
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ"), Леонид Васильевич Носачев filed Critical Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ")
Priority to RU2012152755/06A priority Critical patent/RU2516735C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2516735C1 publication Critical patent/RU2516735C1/en

Links

Images

Landscapes

  • Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)

Abstract

FIELD: engines and pumps.
SUBSTANCE: proposed ramjet comprises air intake, fuel nozzle arranged ahead of said air intake along its axis and connected therewith by pylons, combustion chamber, igniter and nozzle. Fuel nozzle is composed by gas-jet resonator with sharp leading edge, resonator inlet is combined with engine front part to face incoming flow. Resonator side and rear walls are porous and feature controlled open ratio. At fuel combustion in combustion chamber, nano-dispersed fuel is fed in two flows via fuel nozzle, said fuel including carbon nanotubes with hydrogen encapsulated therein: via gas-jet resonator inlet towards incoming flow and via its porous walls to create pulsating electric field in combustion zone, its intensity exceeding 20 V/cm.
EFFECT: higher completeness of fuel combustion and engine fuel efficiency.
2 cl, 1 dwg

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.The invention relates to aircraft engine manufacturing, namely to hypersonic ramjet engines (scramjet), and can be used in power plants of hypersonic aircraft using atmospheric oxygen as an oxidizing agent.

Процессы подготовки топливовоздушной смеси и ее горения в ГПВРД играют важную роль для улучшения топливной эффективности и массогабаритных характеристик двигателя. Связано это с тем, что высокая скорость набегающего потока накладывает дополнительные ограничения на смешение топлива с потоком воздуха, сокращает время пребывания топливовоздушной смеси в камере сгорания и снижает полноту сгорания топлива со всеми вытекающими отсюда последствиями.The processes of preparing the air-fuel mixture and its combustion in the scramjet engine play an important role in improving the fuel efficiency and overall dimensions of the engine. This is due to the fact that the high speed of the free flow imposes additional restrictions on the mixing of fuel with the air flow, reduces the residence time of the air-fuel mixture in the combustion chamber and reduces the completeness of fuel combustion with all the ensuing consequences.

Известен гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель (патент США №5085048, МПК F02K 7/10, 1990), содержащий воздухозаборник, прямую камеру сгорания с уступами на начальном ее участке с расположенными за ними топливными форсунками и сопло. При этом топливные форсунки размещены на верхней и нижней поверхностях камеры сгорания за уступами для организации за ними рециркуляционной зоны и лучшего смешения топлива с воздухом.Known hypersonic ramjet engine (US patent No. 5085048, IPC F02K 7/10, 1990), containing an air intake, a direct combustion chamber with ledges in its initial section with the fuel nozzles located behind them and a nozzle. In this case, the fuel nozzles are placed on the upper and lower surfaces of the combustion chamber behind the ledges for organizing a recirculation zone behind them and better mixing of fuel with air.

Недостатком данного технического решения является удлинение камеры сгорания из-за расположения в ней зон рециркуляции и нестабильность процесса горения в камере сгорания ГПВРД.The disadvantage of this technical solution is the lengthening of the combustion chamber due to the location of the recirculation zones in it and the instability of the combustion process in the combustion chamber of the scramjet engine.

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), включающий носовую часть, воздухозаборник, топливную форсунку, расположенную в носовой части двигателя перед воздухозаборником по его оси и соединенную с воздухозаборником пилонами, 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.The closest known technical solutions to the proposed hypersonic ramjet engine is the prototype hypersonic ramjet engine and method of combustion (patent RU No. 2262000, IPC F02K 7/10, 2005), including the nose, air intake, fuel a nozzle located in the nose of the engine in front of the air intake along its axis and connected to the air intake by pylons, a combustion chamber, an igniter and a nozzle. The method of organizing combustion in a hypersonic ramjet engine includes compressing air in the air intake, supplying fuel to the combustion chamber in front of the air intake in the area formed between the fuel nozzle, pylons and air intake, burning the air-fuel mixture and subsequent expansion of the combustion products in the nozzle.

Недостатком известного технического решения является протяженная зона подготовки и горения топливовоздушной смеси и недостаточно хорошие массогабаритные характеристики ГПВРД.A disadvantage of the known technical solution is the extended zone for the preparation and combustion of the air-fuel mixture and insufficiently good mass and size characteristics of the scramjet engine.

Задачей заявленного изобретения является улучшение качества смешения топлива с потоком воздуха и полноты сгорания топливовоздушной смеси.The objective of the claimed invention is to improve the quality of mixing fuel with air flow and the completeness of combustion of the air-fuel mixture.

Технический результат, получаемый при осуществлении изобретения, заключается в улучшении топливной эффективности и массогабаритных характеристик ГПВРД.The technical result obtained by the implementation of the invention is to improve fuel efficiency and overall dimensions of the scramjet.

Решение поставленной задачи и технический результат достигается тем, что в гиперзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе, содержащем носовую часть, воздухозаборник, топливную форсунку, расположенную в носовой части перед воздухозаборником по его оси, соединенную с ним пилонами, камеру сгорания, воспламенитель и сопло, топливная форсунка выполнена в виде газоструйного резонатора с острой передней кромкой, вход которого совмещен с носовой частью двигателя, обращен навстречу набегающему потоку, а задняя и боковая стенки газоструйного резонатора выполнены пористыми с управляемой скважностью. При этом в способе организации горения в гиперзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе, включающем сжатие воздуха в воздухозаборнике, подачу топлива в камеру сгорания перед воздухозаборником, горение топливовоздушной смеси в камере сгорания и последующее расширение продуктов горения в сопле, 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 и через его пористые стенки и создают в зоне горения пульсирующее электрическое поле напряженностью более 20 В/см.The solution of this problem and the technical result is achieved by the fact that in a hypersonic ramjet engine containing a nose, an air intake, a fuel nozzle located in the nose in front of the air intake along its axis, connected to it by pylons, a combustion chamber, an ignitor and a nozzle, fuel the nozzle is made in the form of a gas-jet resonator with a sharp front edge, the input of which is combined with the nose of the engine, facing the incoming flow, and the rear and side walls of the gas The resonant cavity is made porous with controlled duty cycle. Moreover, in the method of organizing combustion in a hypersonic ramjet engine, which includes compressing air in the air intake, supplying fuel to the combustion chamber in front of the air intake, burning the air-fuel mixture in the combustion chamber and subsequent expansion of the combustion products in the nozzle, it is fed into the combustion chamber through a nanodispersed fuel nozzle fuel containing carbon nanotubes with hydrogen encapsulated in them, in two streams: through the inlet of the gas-jet resonator towards the incident stream and through e o porous walls and create a pulsating electric field in the combustion zone with an intensity of more than 20 V / cm.

На фигуре 1 приведена схема заявленного гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Двигатель содержит носовую часть 1, топливную форсунку 2, обтекаемые пилоны 3, соединяющие топливную форсунку 2 с воздухозаборником 4, камеру сгорания 5 и сопло 6. Зону смешения 7 топлива с потоком воздуха 8 формируют в результате взаимодействия потока воздуха 8 и нанодисперсного топлива 9, вводимого через вход 10 газоструйного резонатора 11 навстречу набегающему потоку воздуха 8 и через его пористые стенки 12. Смешение топлива 9 с потоком воздуха 8 и образование топливовоздушной смеси 13 интенсифицируют системой скачков уплотнения 14, волн сжатия 15 и процессом обтекания задней стенки 16 газоструйного резонатора 11. Воспламенение топливовоздушной смеси 13 осуществляют в камере сгорания 5 воспламенителем 17.The figure 1 shows a diagram of the claimed hypersonic ramjet engine. The engine contains a bow 1, a fuel nozzle 2, streamlined pylons 3 connecting the fuel nozzle 2 with an air intake 4, a combustion chamber 5 and a nozzle 6. A mixing zone 7 of the fuel with the air stream 8 is formed as a result of the interaction of the air stream 8 and nanodispersed fuel 9 introduced through the inlet 10 of the gas-jet resonator 11 towards the oncoming air stream 8 and through its porous walls 12. The mixture of fuel 9 with the air stream 8 and the formation of the air-fuel mixture 13 are intensified by the system of shock waves 14, compression waves 15 rear wall 16 gas-jet process flow cavity 11. Ignition of air-fuel mixture 13 is performed in the combustion chamber 5 is an igniter 17.

Заявленный способ организации горения в гиперзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе осуществляют следующим образом. При достижении сверхзвуковой скорости полета летательного аппарата и установлении расчетного режима работы воздухозаборника 4 подают в камеру сгорания 5 через топливную форсунку 2 нанодисперсное топливо 9, содержащее углеродные нанотрубки с капсулированным в них водородом, двумя потоками: через вход 10 газоструйного резонатора 11 навстречу набегающему потоку воздуха 8 и через его пористые стенки 12. Для образования качественной топливовоздушной смеси 13 на входе в камеру сгорания 5 и сокращения размеров зоны подготовки топливовоздушной смеси 13 к горению формируют также систему скачков уплотнения 14 и волн сжатия 15, интенсифицирующую смешение нанодисперсного топлива 13 с потоком воздуха 8.The claimed method of organizing combustion in a hypersonic ramjet engine is as follows. When the supersonic flight speed of the aircraft is reached and the design mode of operation of the air intake 4 is established, nanodispersed fuel 9 is fed into the combustion chamber 5 through the fuel nozzle 2, containing carbon nanotubes with hydrogen encapsulated in them, in two streams: through the inlet 10 of the gas-jet resonator 11 towards the oncoming air stream 8 and through its porous walls 12. For the formation of a high-quality air-fuel mixture 13 at the entrance to the combustion chamber 5 and to reduce the size of the preparation zone of the air-fuel cm B 13 to also form a combustion system 14 shocks and compression waves 15, intensifies the mixing nanodispersnogo fuel 13 with air flow 8.

Воспламенение топливовоздушной смеси 13 и поддержание стабильного ее горения осуществляют в зависимости от режима полета летательного аппарата с помощью воспламенителя 17 или за счет самовозгорания топливной смеси при высокой температуре газа за взаимодействующими скачками уплотнения 14.Ignition of the air-fuel mixture 13 and maintaining its stable combustion is carried out depending on the flight mode of the aircraft using an igniter 17 or due to spontaneous combustion of the fuel mixture at high gas temperature behind the interacting shock waves 14.

Анализ показал, что ввод в высокоскоростной поток воздуха 8 нанодисперсного топлива 9 через газоструйный резонатор 11 двумя потоками через его вход 10 навстречу набегающему потоку воздуха 8 и через пористые стенки 12 интенсифицирует процесс образования топливовоздушной смеси 13 на входе камеры сгорания 5 и способствует уменьшению ее размеров.The analysis showed that the introduction of nanosized fuel 9 into the high-speed air stream 8 through a gas-jet resonator 11 with two streams through its inlet 10 towards the oncoming air stream 8 and through the porous walls 12 intensifies the formation of the air-fuel mixture 13 at the inlet of the combustion chamber 5 and helps to reduce its size.

Таким образом, предлагаемое техническое решение улучшает подготовку топливовоздушной смеси и повышает полноту сгорания топлива в камере сгорания двигателя. Преимуществом заявленного гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя является также возможность охлаждать впрыском топлива в набегающий поток воздуха теплонапряженные передние кромки двигателя, увеличивать теплосодержание топливовоздушной газовой смеси и повышать топливную эффективность ГПВРД.Thus, the proposed solution improves the preparation of the air-fuel mixture and increases the completeness of fuel combustion in the combustion chamber of the engine. An advantage of the claimed hypersonic ramjet engine is also the ability to cool the fuel strained front edges of the engine by injecting fuel into the incoming air stream, increase the heat content of the air-fuel gas mixture and increase the fuel efficiency of the engine.

Claims (2)

1. Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель, содержащий носовую часть, воздухозаборник, топливную форсунку, расположенную в носовой части перед воздухозаборником по его оси и соединенную с ним пилонами, камеру сгорания, воспламенитель и сопло, отличающийся тем, что топливная форсунка в носовой части двигателя выполнена в виде газоструйного резонатора с острой передней кромкой, вход которого совмещен с носовой частью двигателя и обращен навстречу набегающему потоку, а боковая и задняя стенки газоструйного резонатора выполнены пористыми с управляемой скважностью.1. Hypersonic ramjet engine containing a nose, an air intake, a fuel nozzle located in the nose in front of the air intake along its axis and connected to it by pylons, a combustion chamber, an ignitor and a nozzle, characterized in that the fuel nozzle in the nose of the engine made in the form of a gas-jet resonator with a sharp front edge, the input of which is aligned with the bow of the engine and faces the incoming flow, and the side and rear walls of the gas-jet resonator are flax porous with controlled duty cycle. 2. Способ организации горения в гиперзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе, включающий сжатие воздуха в воздухозаборнике, подачу топлива в камеру сгорания, горение топливовоздушной смеси в камере сгорания и последующее расширение продуктов горения в сопле, отличающийся тем, что в камеру сгорания через топливную форсунку подают нанодисперсное топливо, содержащее углеродные нанотрубки с капсулированным в них водородом, двумя потоками: через вход газоструйного резонатора навстречу набегающему потоку и через его пористые стенки и создают в зоне горения пульсирующее электрическое поле напряженностью более 20 В/см. 2. A method of organizing combustion in a hypersonic ramjet engine, including compressing air in the air intake, supplying fuel to the combustion chamber, burning the air-fuel mixture in the combustion chamber and subsequent expansion of the combustion products in the nozzle, characterized in that the combustion chamber is fed through the fuel nozzle nanodispersed fuel containing carbon nanotubes with hydrogen encapsulated in them, in two streams: through the inlet of the gas-jet resonator towards the incident stream and through its porous Helen and create in the combustion zone a pulsating electric field with a strength of more than 20 V / cm
RU2012152755/06A 2012-12-07 2012-12-07 Hypersonic ramjet engine and concept of combustion RU2516735C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2012152755/06A RU2516735C1 (en) 2012-12-07 2012-12-07 Hypersonic ramjet engine and concept of combustion

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2012152755/06A RU2516735C1 (en) 2012-12-07 2012-12-07 Hypersonic ramjet engine and concept of combustion

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2516735C1 true RU2516735C1 (en) 2014-05-20

Family

ID=50779067

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2012152755/06A RU2516735C1 (en) 2012-12-07 2012-12-07 Hypersonic ramjet engine and concept of combustion

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2516735C1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115789698A (en) * 2022-10-12 2023-03-14 哈尔滨工业大学 Drainage injection reinforced mixing supersonic stable combustion support plate

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3430446A (en) * 1964-04-20 1969-03-04 Us Navy External burning ramjet engine
FR2149313A1 (en) * 1971-08-19 1973-03-30 Snecma
EP0370209A1 (en) * 1988-10-06 1990-05-30 The Boeing Company Engine for low-speed to hypersonic vehicles
US5085048A (en) * 1990-02-28 1992-02-04 General Electric Company Scramjet including integrated inlet and combustor
RU2028488C1 (en) * 1988-06-30 1995-02-09 Блинчевский Мнахем Яковлевич Ramjet engine
RU2262000C2 (en) * 2003-10-20 2005-10-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" Hypersonic ramjet engine and method of organization of combustion

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3430446A (en) * 1964-04-20 1969-03-04 Us Navy External burning ramjet engine
FR2149313A1 (en) * 1971-08-19 1973-03-30 Snecma
RU2028488C1 (en) * 1988-06-30 1995-02-09 Блинчевский Мнахем Яковлевич Ramjet engine
EP0370209A1 (en) * 1988-10-06 1990-05-30 The Boeing Company Engine for low-speed to hypersonic vehicles
US5085048A (en) * 1990-02-28 1992-02-04 General Electric Company Scramjet including integrated inlet and combustor
RU2262000C2 (en) * 2003-10-20 2005-10-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" Hypersonic ramjet engine and method of organization of combustion

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115789698A (en) * 2022-10-12 2023-03-14 哈尔滨工业大学 Drainage injection reinforced mixing supersonic stable combustion support plate

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US8839762B1 (en) Multi-chamber igniter
US9840963B2 (en) Parallel prechamber ignition system
CN108730070B (en) Filling and the combustion method of burning solid rocket engine and fuel are pressed in classification
CN108708788B (en) Double-combustion-chamber ramjet engine and hypersonic aircraft
CN108488004B (en) Stationary detonation engine based on variable wedge angle
CN113819491A (en) Rotary detonation combustion chamber return-preventing air inlet structure
CN103953474B (en) Directional spinning plasma combustion-supporting system
CN108843462B (en) It is classified pressurized combustion solid propellant rocket
CN109322763A (en) Solid rocket powder scramjet engine
RU2520784C1 (en) Setting of detonation combustion in combustion chamber of hypersonic ramjet
JP2013520615A5 (en)
RU2516735C1 (en) Hypersonic ramjet engine and concept of combustion
RU2529935C1 (en) Hypersonic ramjet engine and concept of combustion
CN102400789B (en) Igniter shell capable of stabilizing flame
CN109899179A (en) Scramjet engine capable of improving supersonic combustion performance of boron-containing rich-combustion solid propellant
RU2511921C1 (en) Hypersonic propulsive jet engine, and combustion arrangement method
RU2387582C2 (en) Complex for reactive flight
RU2557793C1 (en) Gas turbine engine
RU2432483C1 (en) Intermittent detonation engine
RU2262000C2 (en) Hypersonic ramjet engine and method of organization of combustion
CN1318748C (en) Super combustion pressed engine
RU2524591C1 (en) Scramjet with pulse detonation combustion chamber and hypersonic jet flow combined with supersonic direct flow in "one-in-one" manner
RU187985U1 (en) HYPERSONIC AIRCRAFT ENGINE WITH RECTANGULAR AIR-REACTIVE ENGINE
US2900966A (en) Two-stroke engines
CN103437912A (en) Jet flow jet engine