RU2520784C1 - Способ организации детонационного режима горения в камере сгорания гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя - Google Patents
Способ организации детонационного режима горения в камере сгорания гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2520784C1 RU2520784C1 RU2012152753/06A RU2012152753A RU2520784C1 RU 2520784 C1 RU2520784 C1 RU 2520784C1 RU 2012152753/06 A RU2012152753/06 A RU 2012152753/06A RU 2012152753 A RU2012152753 A RU 2012152753A RU 2520784 C1 RU2520784 C1 RU 2520784C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- combustion
- combustion chamber
- fuel
- detonation
- air
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)
Abstract
Способ организации детонационного режима горения в камере сгорания гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя включает сжатие воздуха в системе внешних и внутренних скачков уплотнения, возникающих на фиксированных и регулируемых элементах фюзеляжа и силовой установки, подачу топлива за внешней системой скачков перед камерой сгорания, формирование на ее входе детонационной волны. Детонационное горение топливовоздушной смеси осуществляют в камере сгорания, регулируя положения детонационной волны в камере сгорания в зависимости от числа Маха потока на входе в камеру сгорания посредством изменения геометрических параметров камеры сгорания и химического состава поступающей топливовоздушной смеси. Осуществляют последующее расширение продуктов горения в сопле. Топливовоздушную смесь создают на основе нанодисперсного топлива, содержащего углеродные нанотрубки с капсулированным в них водородом, которое вводят перед камерой сгорания через отверстия игольчатой топливной форсунки навстречу набегающему потоку. Генерируют в зоне горения пульсирующее электрическое поле напряженностью более 20 В/см. Изобретение направлено на повышение скорости горения топлива, улучшение полноты сгорания и топливной эффективности двигателя. 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.
Организация детонационного режима горения топлива в ГПВРД направлена на существенное увеличение скорости горения топлива, что позволяет улучшить полноту его сгорания, топливную эффективность и массогабаритные характеристики двигателя.
Известен способ организации детонационного режима горения в камере сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя (патент RU №2101536, МПК F02К 7/10, 1998), включающий сжатие воздуха в системе внешних и внутренних скачков уплотнения, возникающих на фиксированных и регулируемых элементах фюзеляжа и силовой установки, подачу топлива за внешней системой скачков перед камерой сгорания, формирование на ее входе детонационной волны, детонационное горение топливовоздушной газовой смеси и последующее расширение продуктов горения в сопле.
Недостатком известного способа организации детонационного режима горения в камере сгорания двигателя является достаточно протяженная камера сгорания.
Наиболее близким из известных технических решений к предлагаемому способу организации детонационного режима горения в камере сгорания гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя является принятый за прототип способ организации детонационного режима горения в камере сгорания сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя (патент RU №2285143, МПК F02К 7/10, 2006), включающий сжатие воздуха в системе внешних и внутренних скачков уплотнения, возникающих на фиксированных и регулируемых элементах фюзеляжа и силовой установки, подачу топлива за внешней системой скачков перед камерой сгорания, формирование на ее входе детонационной волны, детонационное горение топливовоздушной смеси в камере сгорания, регулирование положения детонационной волны в камере сгорания в зависимости от числа Маха потока на входе в камеру сгорания посредством изменения геометрических параметров камеры сгорания и химического состава поступающей топливовоздушной смеси и последующее расширение продуктов горения в сопле.
Недостатком известного технического решения является отсутствие эффективной подготовки топливовоздушной смеси.
Задачей заявленного изобретения является повышение эффективности смешения топлива с потоком воздуха и образования топливовоздушной смеси.
Технический результат, получаемый при осуществлении изобретения, заключается в улучшении полноты сгорания топлива и повышении топливной эффективности двигателя.
Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что в способе организации детонационного режима горения в камере сгорания гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя, включающем сжатие воздуха в системе внешних и внутренних скачков уплотнения, возникающих на фиксированных и регулируемых элементах фюзеляжа и силовой установки, подачу топлива за внешней системой скачков перед камерой сгорания, формирование на ее входе детонационной волны, детонационное горение топливовоздушной смеси в камере сгорания, регулирование положения детонационной волны в камере сгорания в зависимости от числа Маха потока на входе в камеру сгорания посредством изменения геометрических параметров камеры сгорания и химического состава поступающей топливовоздушной смеси и последующее расширение продуктов горения в сопле, топливовоздушную смесь создают на основе нанодисперсного топлива, содержащего углеродные нанотрубки с капсулированным в них водородом, которое вводят перед камерой сгорания через отверстия игольчатой топливной форсунки навстречу набегающему потоку и генерируют в зоне горения пульсирующее электрическое поле напряженностью более 20 В/см.
На фигуре 1 показана схема камеры сгорания двигателя, интегрированного с фюзеляжем летательного аппарата, реализующая предложенный способ организации детонационного режима горения в камере сгорания ГПВРД. Здесь камера сгорания 1 имеет на входе воздухозаборник смешанного сжатия 2 и на выходе регулируемое сопло 3. Воздухозаборник 2 образован фиксированной поверхностью 4 фюзеляжа 5 и регулируемой поверхностью 6. Сечение проточной части камеры сгорания 1 и ее конфигурацию регулируют подвижными стенками 6, 7 и 8. Перед камерой сгорания 1 установлена игольчатая топливная форсунка 9.
Способ осуществляют следующим образом. В поток воздуха, сжатый воздухозаборником 2, вводят через отверстия игольчатой топливной форсунки 9 навстречу набегающему потоку нанодисперсное топливо, содержащее углеродные нанотрубки с капсулированным в них водородом, и создают на входе камеры сгорания 1 топливовоздушную смесь. Игольчатая топливная форсунка 9 формирует также систему взаимодействующих наклонных ударных волн и инициирует в проточной части камеры сгорания 1 пересжатую детонационную волну, в которой происходит быстрое сгорание подготовленной топливовоздушной смеси с последующим расширением продуктов горения в сопле 3. Управление двигателем осуществляют регулировкой геометрических параметров элементов камеры сгорания 1, воздухозаборника 2 и сопла 3 в зависимости от числа Маха потока и состава топливовоздушной смеси на входе камеры сгорания 1. Для повышения устойчивости работы ГПВРД организуют пульсирующий режим детонационного горения топливовоздушной смеси с наложением пульсирующего электрического поля напряженностью более 20 В/см.
Выполненный анализ и расчеты, представленные авторами изобретения, взятого за прототип, подтверждают возможность реализации предложенного способа организации детонационного режима горения в камере сгорания и создания компактной камеры сгорания перспективного ГПВРД, обеспечивающих высокую полноту сгорания топлива и хорошие массогабаритные характеристики двигателя.
Claims (1)
- Способ организации детонационного режима горения в камере сгорания гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя, включающий сжатие воздуха в системе внешних и внутренних скачков уплотнения, возникающих на фиксированных и регулируемых элементах фюзеляжа и силовой установки, подачу топлива за внешней системой скачков перед камерой сгорания, формирование на ее входе детонационной волны, детонационное горение топливовоздушной смеси в камере сгорания, регулирование положения детонационной волны в камере сгорания в зависимости от числа Маха потока на входе в камеру сгорания посредством изменения геометрических параметров камеры сгорания и химического состава поступающей топливовоздушной смеси и последующее расширение продуктов горения в сопле, отличающийся тем, что топливовоздушную смесь создают на основе нанодисперсного топлива, содержащего углеродные нанотрубки с капсулированным в них водородом, которое вводят перед камерой сгорания через отверстия игольчатой топливной форсунки навстречу набегающему потоку, и генерируют в зоне горения пульсирующее электрическое поле напряженностью более 20 В/см.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2012152753/06A RU2520784C1 (ru) | 2012-12-07 | 2012-12-07 | Способ организации детонационного режима горения в камере сгорания гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2012152753/06A RU2520784C1 (ru) | 2012-12-07 | 2012-12-07 | Способ организации детонационного режима горения в камере сгорания гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2012152753A RU2012152753A (ru) | 2014-06-20 |
| RU2520784C1 true RU2520784C1 (ru) | 2014-06-27 |
Family
ID=51213427
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2012152753/06A RU2520784C1 (ru) | 2012-12-07 | 2012-12-07 | Способ организации детонационного режима горения в камере сгорания гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2520784C1 (ru) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN108488004A (zh) * | 2018-01-25 | 2018-09-04 | 南京航空航天大学 | 一种基于可变斜楔角的驻定爆震发动机 |
| CN109114590A (zh) * | 2018-07-25 | 2019-01-01 | 南京理工大学 | 一种可动台阶控制爆轰的燃烧室 |
Families Citing this family (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN109114593A (zh) * | 2018-07-25 | 2019-01-01 | 南京理工大学 | 一种用来控制爆轰的多台阶级联燃烧室 |
| CN109114591A (zh) * | 2018-07-25 | 2019-01-01 | 南京理工大学 | 一种通过壁面角度变化实现爆轰控制的燃烧室 |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3430446A (en) * | 1964-04-20 | 1969-03-04 | Us Navy | External burning ramjet engine |
| FR2149313A1 (ru) * | 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 (ru) * | 1988-06-30 | 1995-02-09 | Блинчевский Мнахем Яковлевич | Прямоточный двигатель |
| 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 |
-
2012
- 2012-12-07 RU RU2012152753/06A patent/RU2520784C1/ru active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3430446A (en) * | 1964-04-20 | 1969-03-04 | Us Navy | External burning ramjet engine |
| FR2149313A1 (ru) * | 1971-08-19 | 1973-03-30 | Snecma | |
| RU2028488C1 (ru) * | 1988-06-30 | 1995-02-09 | Блинчевский Мнахем Яковлевич | Прямоточный двигатель |
| 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 (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 |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN108488004A (zh) * | 2018-01-25 | 2018-09-04 | 南京航空航天大学 | 一种基于可变斜楔角的驻定爆震发动机 |
| CN108488004B (zh) * | 2018-01-25 | 2021-02-26 | 南京航空航天大学 | 一种基于可变斜楔角的驻定爆震发动机 |
| CN109114590A (zh) * | 2018-07-25 | 2019-01-01 | 南京理工大学 | 一种可动台阶控制爆轰的燃烧室 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2012152753A (ru) | 2014-06-20 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Likhanov et al. | Calculation of geometric parameters of diesel fuel ignition flares | |
| RU2520784C1 (ru) | Способ организации детонационного режима горения в камере сгорания гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя | |
| PL413737A1 (pl) | Silnik wodorowy oraz sposób wytwarzania paliwa wodorowego do jego zasilania | |
| Yan et al. | Experimental investigations on pulse detonation rocket engine with various injectors and nozzles | |
| RU172777U1 (ru) | Сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель | |
| CN100365254C (zh) | 导向气体注射系统(hgis)的直接注射系统 | |
| RU2347098C1 (ru) | Способ работы сверхзвукового пульсирующего прямоточного воздушно-реактивного двигателя и сверхзвуковой пульсирующий прямоточный воздушно-реактивный двигатель | |
| RU2013129579A (ru) | Форсунка камеры сгорания, газовая турбина и способ, включающий смешивание воздуха и топлива | |
| RU2557793C1 (ru) | Газотурбинный двигатель | |
| RU2432483C1 (ru) | Пульсирующий детонационный двигатель | |
| RU2386832C1 (ru) | Способ форсирования авиационного двигателя | |
| RU2511921C1 (ru) | Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель и способ организации горения | |
| RU2529935C1 (ru) | Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель и способ организации рабочего процесса | |
| CN203879652U (zh) | 定向自旋等离子体助燃系统 | |
| RU2387582C2 (ru) | Комплекс для реактивного полета | |
| RU2516735C1 (ru) | Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель и способ организации горения | |
| CN102705108A (zh) | 一种周期性交流驱动低温等离子体点火方法及系统 | |
| RU60145U1 (ru) | Детонационный двигатель с устройством электромагнитного управления | |
| RU2347097C1 (ru) | Гиперзвуковой пульсирующий детонационный двигатель и способ его функционирования | |
| RU105947U1 (ru) | Смесительная головка с запальным устройством | |
| RU2629305C2 (ru) | Газотурбинный двигатель с паровыми форсунками | |
| CN107100760B (zh) | 火箭基组合循环发动机燃烧室 | |
| RU2433293C2 (ru) | Импульсный детонационный двигатель | |
| RU2629304C2 (ru) | Газотурбинный двигатель с внешним теплообменником | |
| CN103437912A (zh) | 射流喷气发动机 |