RU2542652C1 - Hypersonic ramjet engine - Google Patents
Hypersonic ramjet engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2542652C1 RU2542652C1 RU2013142357/06A RU2013142357A RU2542652C1 RU 2542652 C1 RU2542652 C1 RU 2542652C1 RU 2013142357/06 A RU2013142357/06 A RU 2013142357/06A RU 2013142357 A RU2013142357 A RU 2013142357A RU 2542652 C1 RU2542652 C1 RU 2542652C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuel
- radiation
- pylon
- nozzle
- combustion chamber
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к авиационному двигателестроению и представляет собой силовую установку для обеспечения движения летательных аппаратов при сверх- и гиперзвуковых скоростях полета. В существующих прямоточных воздушно-реактивных двигателях осуществляется диффузионный режим горения топливовоздушных смесей (ТВС). При сверхзвуковых скоростях полета реализация достаточно высокой полноты сгорания для такого режима горения ТВС требует больших длин зоны воспламенения смеси и зоны энерговыделения, т.е. области интенсивного протекания химических реакций. Большая длина зоны энерговыделения приводит к увеличению длины камеры сгорания и, как следствие, к росту весогабаритных характеристик двигателя.The invention relates to aircraft engine manufacturing and is a power plant for providing the movement of aircraft at supersonic and hypersonic flight speeds. In existing ramjet engines, a diffusion mode of combustion of fuel-air mixtures (FA) is carried out. At supersonic flight speeds, the realization of a sufficiently high combustion completeness for such a combustion mode of a fuel assembly requires large lengths of the ignition zone of the mixture and the zone of energy release, i.e. areas of intense chemical reactions. The large length of the energy release zone leads to an increase in the length of the combustion chamber and, as a consequence, to an increase in the weight and size characteristics of the engine.
Известно (A.M. Старик, Н.С. Титова. «О кинетических механизмах инициирования горения водородно-кислородных смесей при возбуждении электронных степеней свободы молекулярного кислорода лазерным излучением», Журнал Технической Физики, 2003, том 73, вып.3, 59-61 с.), что возбуждение молекул О2 в состояние b1Σg + резонансным лазерным излучением с λI=762 нм приводит в результате Е-Е и Е-Т процессов к образованию в смеси также и метастабильных молекул O2(a1Δg). Концентрация молекул O2(a1Δg) в смеси при этом даже больше (в ~50 раз), чем при непосредственном возбуждении молекул O2 в состояние O2(a1Δg) излучением с λI=1,268 µm той же интенсивности. Присутствие в смеси H2+O2 возбужденных молекул O2(a1Δg) и O2(b1Σg +) приводит к появлению новых каналов образования активных атомов O и H и радикалов OH и интенсификации цепного механизма воспламенения. Это позволяет существенно уменьшить время индукции и температуру воспламенения.It is known (AM Starik, NS Titova. “On the kinetic mechanisms of the initiation of combustion of hydrogen-oxygen mixtures upon excitation of electronic degrees of freedom of molecular oxygen by laser radiation”, Journal of Technical Physics, 2003, vol. 73,
Известно (A.M. Старик, П.С. Кулешов, Н.С. Титова. «К вопросу об инициировании горения водородно-воздушных смесей лазерным излучением». Журнал Технической Физики, 2009, том 79, вып.3, 28-37 с.), что фотохимические методы инициирования горения, основанные на фотодиссоциации молекул O2 излучением с λI=193,3 нм или на их возбуждении излучением с λI=762 нм, намного эффективнее для уменьшения температуры воспламенения и сокращения периода индукции, чем метод нагрева среды лазерным излучением. Несмотря на то, что метод, основанный на фотодиссоциации молекул O2, позволяет фактически исключить стадию химического инициирования цепи и сразу получить активные атомы O (носители цепного механизма), тем не менее лазерно-индуцированное возбуждение молекул O2 также дает возможность значительно быстрее воспламенить смесь H2+воздух, а также осуществить воспламенение при более низкой температуре. Обусловлено это тем, что скорость реакции разветвления цепи с участием возбужденных молекул O2 при низких температурах во много раз больше скорости аналогичной реакции с участием молекул O2 в основном электронном состоянии. Однако существует область параметров, где фотодиссоциация молекул O2 приводит к более сильному сокращению периода индукции, чем их возбуждение, - это область повышенных температур и низких давлений. Границы этой области при заданных давлении и температуре зависят от величины, подведенной к газу энергии лазерного излучения.It is known (AM Starik, PS Kuleshov, NS Titova. “On the initiation of the combustion of hydrogen-air mixtures by laser radiation.” Journal of Technical Physics, 2009, Volume 79,
Известен гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ГПВРД) патент РФ №2481 484 от 29.03.2011, МПК F02K 7/10). Двигатель содержит топливную форсунку, размещенную в носовой части двигателя перед воздухозаборником, и расположенные за ним камеру сгорания и сопло, а также устройство возбуждения молекул кислорода резонансным лазерным излучением в камере сгорания. Устройство возбуждения молекул кислорода содержит источник лазерного излучения с частотой, резонансно совпадающей с частотой линии поглощения молекулярного кислорода из основного электронного состояния в возбужденное состояние, и оптическую систему. Оптическая система размещена в воздухозаборнике на входе в камеру сгорания и выполнена с возможностью непрерывного сканирования топливовоздушного потока лазерным лучом от источника лазерного излучения перпендикулярно оси потока в области, удовлетворяющей условию h/D=0,025-0,05, где D - диаметр проточной части на входе в камеру сгорания, h - поперечный размер области сканирования. Изобретение позволяет уменьшить весогабаритные характеристики двигателя вследствие сокращения длины зоны энерговыделения, что улучшает его технико-экономические характеристики. Однако в этом двигателе лазерное излучение вводится в большую область потока топливовоздушной смеси, в результате чего энергия излучения, необходимая для возбуждения молекул O2, тратится недостаточно эффективно и, кроме того, трудно реализовать высокую полноту сгорания.Known hypersonic ramjet engine (scram) RF patent No. 2481 484 from 03/29/2011, IPC F02K 7/10). The engine contains a fuel nozzle located in the nose of the engine in front of the air intake, and a combustion chamber and nozzle located behind it, as well as a device for exciting oxygen molecules by resonant laser radiation in the combustion chamber. The oxygen molecule excitation device comprises a laser radiation source with a frequency that resonantly coincides with the frequency of the molecular oxygen absorption line from the ground electronic state to the excited state, and an optical system. The optical system is located in the air intake at the entrance to the combustion chamber and is configured to continuously scan the fuel-air flow with a laser beam from the laser source perpendicular to the flow axis in a region satisfying the condition h / D = 0.025-0.05, where D is the diameter of the flow part at the inlet into the combustion chamber, h is the transverse size of the scan area. The invention allows to reduce the weight and size characteristics of the engine due to the reduction in the length of the energy release zone, which improves its technical and economic characteristics. However, in this engine, laser radiation is introduced into a large region of the flow of the air-fuel mixture, as a result of which the radiation energy needed to excite O 2 molecules is not wasted efficiently and, in addition, it is difficult to realize a high degree of combustion.
Наиболее близким аналогом того же назначения, что и заявляемое техническое решение, является ГПВРД патент РФ №2453719 от 09.11.2010, МПК F02K 7/10. Двигатель содержит удлиненный корпус, на одном конце которого имеется вход для воздуха, а на другом - сопло для выхода продуктов сгорания, и снабжен источником лазерного излучения. Промежуточная часть корпуса оборудована как камера сгорания и снабжена устройством для ввода топлива и клиновидным телом с вершиной клина, обращенной навстречу сверхзвуковому потоку. Источник лазерного излучения установлен в зоне образования наклонной ударной волны с отражателями излучения, установленными при вершине клина. Изобретение позволяет интенсифицировать горение за счет повышения скорости химических реакций путем возбуждения молекул кислорода и этим сократить длину зон воспламенения и энерговыделения, что существенно улучшает весогабаритные характеристики двигателя. Однако данный способ реализуется только в случае существования в потоке детонационной волны, т.е. при детонационном горении в сверхзвуковом потоке. Это существенно ограничивает область использования данного двигателя, т.е. для диффузионного горения ТВС данный двигатель неприменим.The closest analogue of the same purpose as the claimed technical solution is the scramjet patent of the Russian Federation No. 2453719 dated 11/09/2010, IPC F02K 7/10. The engine contains an elongated housing, at one end of which there is an air inlet, and at the other a nozzle for the exit of combustion products, and is equipped with a laser radiation source. The intermediate part of the body is equipped as a combustion chamber and is equipped with a device for introducing fuel and a wedge-shaped body with a wedge apex facing towards a supersonic flow. The laser radiation source is installed in the zone of formation of an inclined shock wave with radiation reflectors installed at the top of the wedge. The invention allows to intensify combustion by increasing the speed of chemical reactions by excitation of oxygen molecules and thereby reduce the length of the ignition and energy zones, which significantly improves the overall dimensions of the engine. However, this method is implemented only if there is a detonation wave in the flow, i.e. during detonation combustion in a supersonic flow. This significantly limits the scope of use of this engine, i.e. for diffusion combustion of fuel assemblies, this engine is not applicable.
В основу изобретения для ГПВРД положено решение следующих задач:The basis of the invention for the scramjet is the following tasks:
- уменьшение времени задержки воспламенения ТВС;- reduction of the ignition delay time of the fuel assembly;
- уменьшение температуры воспламенения ТВС;- decrease in the ignition temperature of fuel assemblies;
- повышение полноты сгорания ТВС.- increase the completeness of combustion of fuel assemblies.
Поставленные задачи решаются тем, что ГПВРД содержит сверхзвуковой воздухозаборник, сверхзвуковую камеру сгорания, выходное сверхзвуковое сопло, обечайку, регулятор давления подачи топлива, устройство подачи топлива в двигатель, источник лазерного излучения и оптическую систему. Воздухозаборник, камера сгорания и сопло последовательно образуют газовый тракт двигателя. Источник лазерного излучения выполнен с возможностью генерации излучения на заданной частоте, резонансно совпадающей с частотой линии поглощения молекулярного кислорода из основного электронного состояния в возбужденное метастабильное состояние. Устройство подачи топлива в двигатель сделано в виде вертикального набора пилонов и установлено поперечно в тракте двигателя. Оптическая система размещена в тракте после устройства подачи топлива и включает, по меньшей мере, одну пару противоположно расположенных поперечно тракту отражателей излучения с образованием между отражателями при работе зоны сканирования излучения. Причем на одном из отражателей установлен питающий волновод источника лазерного излучения.The tasks are solved in that the scramjet contains a supersonic air intake, a supersonic combustion chamber, an output supersonic nozzle, a shell, a fuel pressure regulator, a fuel supply device to the engine, a laser radiation source and an optical system. The air intake, combustion chamber and nozzle sequentially form the gas path of the engine. The laser radiation source is configured to generate radiation at a given frequency that resonantly coincides with the frequency of the molecular oxygen absorption line from the ground electronic state to the excited metastable state. The device for supplying fuel to the engine is made in the form of a vertical set of pylons and is installed transversely in the engine path. The optical system is located in the tract after the fuel supply device and includes at least one pair of radiation reflectors oppositely transverse to the path with the formation of a radiation scanning zone between the reflectors. Moreover, a feed waveguide of the laser radiation source is installed on one of the reflectors.
Новым в ГПВРД является то, что устройство подачи топлива установлено в тракте воздухозаборника. В каждом пилоне устройства подачи топлива выполнены топливный канал, буферная топливная емкость и сопло инжектора, сопряженные гидравлически между собой, а регулятор давления подачи топлива соединен магистралями с топливными каналами каждого пилона. Пары отражателей излучения оптической системы расположены по тракту за соплами инжекторов одного или нескольких пилонов с возможностью образования отдельных зон сканирования. Нижняя граница каждой зоны сканирования расположена над верхней задней кромкой сопла инжектора соответствующего пилона и направлена от сопла инжектора к выходу камеры сгорания с площадью сканирования, определяемой в соответствии с выражениемNew to the scramjet is that the fuel supply device is installed in the air intake duct. In each pylon of the fuel supply device, a fuel channel, a buffer fuel tank and an injector nozzle are connected hydraulically interconnected, and the fuel supply pressure regulator is connected by lines to the fuel channels of each pylon. The pairs of radiation reflectors of the optical system are located along the path behind the nozzles of the injectors of one or more pylons with the possibility of the formation of separate scanning zones. The lower boundary of each scanning zone is located above the upper trailing edge of the injector nozzle of the corresponding pylon and is directed from the injector nozzle to the exit of the combustion chamber with the scanning area determined in accordance with the expression
S=he×le,S = h e × l e ,
где S - площадь сканирования;where S is the scanning area;
he=(0,02 - 0,08)D - высота сканирования;h e = (0.02 - 0.08) D - scanning height;
le=(0,3 - 0,6)D - длина сканирования;l e = (0.3 - 0.6) D is the scan length;
D - поперечный размер камеры сгорания по высоте за устройством подачи топлива.D is the transverse dimension of the combustion chamber in height behind the fuel supply device.
Указанные существенные признаки обеспечивают решение поставленных задач, так как:These essential features provide a solution to the tasks, as:
- выполнение в каждом пилоне топливного канала, буферной топливной емкости и сопла инжектора, сопряженных гидравлически между собой, а также соединение регулятора давления подачи топлива магистралями с топливным каналом каждого пилона позволяет перераспределять расход топлива по инжекторам, что обеспечивает увеличение полноты сгорания топлива в ГПВРД;- the implementation in each pylon of the fuel channel, the buffer fuel tank and the injector nozzle, hydraulically interconnected, as well as the connection of the fuel supply pressure regulator by the lines with the fuel channel of each pylon allows the fuel consumption to be redistributed among the injectors, which increases the completeness of fuel combustion in the engine;
- расположение пар отражателей излучения оптической системы за соплами инжекторов одного или нескольких пилонов позволяет создать отдельные зоны сканирования, причем в случае расположения нижней границы каждой зоны сканирования непосредственно над верхней задней кромкой сопла инжектора соответствующего пилона в направлении от сопла инжектора к выходу камеры сгорания обеспечивает ввод лазерного излучения непосредственно в слой смешения топлива и воздуха, где образуемые в результате воздействия лазерного излучения активные компоненты сразу вступают в химические реакции и, тем самым, инициируют и ускоряют протекание цепных реакций, что позволяет уменьшить длину задержки воспламенения ТВС и воспламенить ТВС при температуре ниже порога воспламенения, т.е. понизить температуру воспламенения ТВС;- the location of the pairs of reflectors of the radiation of the optical system behind the nozzles of the injectors of one or more pylons allows you to create separate scan zones, and in the case of the lower boundary of each scan zone directly above the upper trailing edge of the injector nozzle of the corresponding pylon in the direction from the injector nozzle to the exit of the combustion chamber radiation directly into the mixing layer of fuel and air, where active components formed as a result of exposure to laser radiation nts immediately enter into chemical reactions and, thereby, initiate and accelerate the course of chain reactions, which makes it possible to reduce the ignition delay of FAs and ignite FAs at a temperature below the ignition threshold, i.e. lower the ignition temperature of the fuel assembly;
- задание площади зоны сканирования в соответствии с выражением- setting the area of the scanning zone in accordance with the expression
S=he×le,S = h e × l e ,
где S - площадь сканирования;where S is the scanning area;
he=(0,02-0,08)D - высота сканирования;h e = (0.02-0.08) D is the scanning height;
le=(0,3-0,6)D - длина сканирования;l e = (0.3-0.6) D is the scan length;
D - поперечный размер камеры сгорания по высоте за устройством подачи топлива, обеспечивает оптимальное количество вводимой в поток ТВС энергии лазерного излучения для увеличения полноты сгорания по сравнению с затраченной энергией, так как высота сканирования he не может быть меньше 0,02D из-за слишком малого количества активных компонентов (электронно-возбужденных молекул кислорода или атомов кислорода), образующихся в слое смешения при облучении ТВС резонансным лазерным излучением, и больше 0,08D из-за того, что не все активные компоненты вступают в химические реакции, т.к. успевают дезактивироваться прежде, чем в результате процесса диффузии достигнут области, содержащей молекулы топлива, т.е. происходит неэффективное использование энергии лазерного излучения, а длина сканирования le не может быть меньше 0,3D из-за невозможности обеспечения быстрой наработки активных компонентов из-за высокой скорости потока и ограниченной мощности лазеров, используемых для активации кислорода, а также малой величины коэффициента поглощения лазерного излучения на рассматриваемых длинах волн, и больше 0,6D из-за избыточных и, следовательно, неэффективных затрат энергии.D - the transverse dimension of the combustion chamber in height behind the fuel supply device, provides the optimal amount of laser radiation energy introduced into the fuel assembly stream to increase the combustion completeness compared to the energy expended, since the scanning height h e cannot be less than 0.02 D due to too a small amount of active components (electronically excited oxygen molecules or oxygen atoms) formed in the mixing layer upon irradiation of a fuel assembly with resonant laser radiation, and more than 0.08 D due to the fact that not all active components enter into chemical reactions, as manage to deactivate before, as a result of the diffusion process, an area containing fuel molecules is reached, i.e. there is an inefficient use of laser radiation energy, and the scan length l e cannot be less than 0.3 D due to the impossibility of ensuring fast operating time of the active components due to the high flow rate and limited power of the lasers used to activate oxygen, as well as the small absorption coefficient laser radiation at the considered wavelengths, and more than 0.6D due to excessive and, therefore, inefficient energy costs.
Существенные признаки изобретения могут иметь развитие и продолжение.The essential features of the invention may be developed and continued.
На основании численных исследований выявлено, что длина волны источника лазерного излучения может составлять 762,3-762,4 нм. При воздействии лазерного излучения вблизи нижнего пилона это позволяет осуществить воспламенение и диффузионное горение ТВС в нижней части КС на необходимой длине, что обеспечивает увеличение полноты сгорания топлива в 2 и более раза.Based on numerical studies, it was found that the wavelength of the laser radiation source can be 762.3-762.4 nm. When exposed to laser radiation near the lower pylon, this allows the ignition and diffusion combustion of fuel assemblies in the lower part of the CS to the required length, which ensures an increase in the completeness of fuel combustion by 2 or more times.
На основании численных исследований выявлено, что длина волны источника лазерного излучения может составлять также 193,3 нм. При воздействии лазерного излучения вблизи нижнего пилона это также позволяет осуществить воспламенение и диффузионное горение ТВС в нижней части КС на необходимой длине, что обеспечивает увеличение полноты сгорания топлива в 2,5 и более раз.Based on numerical studies, it was found that the wavelength of the laser source can also be 193.3 nm. When exposed to laser radiation near the lower pylon, this also allows the ignition and diffusion combustion of fuel assemblies in the lower part of the SC to the required length, which provides an increase in the completeness of fuel combustion by 2.5 times or more.
Аэродинамический профиль отдельного пилона может быть выполнен ромбовидным с задней кромкой в виде щелевого сопла инжектора. Это обеспечивает подачу топлива в виде потока, спутного воздушному потоку, и позволяет избежать возникновения возмущений в области смешения топливного и воздушного потоков.The aerodynamic profile of a single pylon can be diamond-shaped with a trailing edge in the form of a slotted nozzle of the injector. This ensures the supply of fuel in the form of a stream that is companion to the air stream, and avoids disturbances in the mixing of fuel and air flows.
Каждый пилон вдоль передней кромки может быть снабжен дополнительными отверстиями топливных форсунок, сообщающимися с буферной топливной емкостью. Это создает завесу перед передней кромкой и оберегает ее от теплового разрушения набегающим на кромку высокотемпературным воздушным потоком.Each pylon along the leading edge may be provided with additional fuel injector openings in communication with the buffer fuel tank. This creates a curtain in front of the leading edge and protects it from thermal damage by the high-temperature air flow running onto the edge.
Вертикальный набор пилонов может быть выполнен с наружным контуром в форме горизонтального клина с вершиной, направленной по оси тракта в сторону воздухозаборника. Это позволяет уменьшить потери полного давления при обтекании пилонов сверхзвуковым потоком воздуха вследствие возникновения только слабых наклонных ударных волн, исходящих от вершины клина.A vertical set of pylons can be made with an external contour in the form of a horizontal wedge with a vertex directed along the axis of the tract toward the air intake. This makes it possible to reduce the total pressure loss during the supersonic air flow around the pylons due to the appearance of only weak inclined shock waves emanating from the top of the wedge.
Таким образом, решены поставленные в изобретении задачи. Предложенный ГПВРД позволяет:Thus, the objectives of the invention are solved. The proposed scramjet allows you to:
- уменьшить время задержки воспламенения ТВС;- reduce the ignition delay time of the fuel assembly;
- уменьшить температуру воспламенения ТВС;- reduce the ignition temperature of the fuel assembly;
- повысить полноту сгорания ТВС.- increase the completeness of combustion of fuel assemblies.
Настоящее изобретение поясняется последующим описанием конструкции ГПВРД и его работы со ссылками на иллюстрации, представленные на фиг.1-13, где:The present invention is illustrated by the following description of the design of the scramjet and its operation with reference to the illustrations presented in figures 1-13, where:
на фиг.1 дано схематичное изображение ГПВРД;figure 1 is a schematic representation of the scramjet;
на фиг.2 - схема воздействия лазерного излучения на сверхзвуковой газовый поток, обтекающий отдельный пилон;figure 2 - diagram of the effects of laser radiation on a supersonic gas stream flowing around a separate pylon;
на фиг.3 - схема цепного механизма воспламенения смеси Н2/воздух при фотодиссоциации молекул O2 лазерным излучением с λI=193,3 нм;figure 3 - diagram of the chain mechanism of ignition of a mixture of H 2 / air during photodissociation of O 2 molecules by laser radiation with λ I = 193.3 nm;
на фиг.4 - схема цепного механизма воспламенения смеси H2/воздух при возбуждении молекул O2 лазерным излучением с λI=762,346 нм;figure 4 - diagram of the chain mechanism of ignition of a mixture of H 2 / air upon excitation of O 2 molecules by laser radiation with λ I = 762.346 nm;
на фиг.5 в таблице приведены подводимая к газу энергия Es и химическая энергия реагентов ΔHch, выделяющаяся в процессе горения стехиометрической смеси H2/воздух, при различных способах инициирования горения;figure 5 in the table shows the energy supplied to the gas energy E s and the chemical energy of the reagents ΔH ch released during the combustion of the stoichiometric mixture of H 2 / air, with various methods of initiating combustion;
на фиг.6 - поле массовой концентрации H2O при равномерном вдуве H2 в случае отсутствия лазерного излучения;figure 6 - field of mass concentration of H 2 O with uniform injection of H 2 in the absence of laser radiation;
на фиг.7 - поле массовой концентрации H2O при равномерном вдуве H2 в случае воздействия излучения с длиной волны λI=762,346 нм (возбуждение O2) и подведенной энергии.Es=0,2 эВ/(молекула O2);in Fig.7 - field of mass concentration of H 2 O with uniform injection of H 2 in the case of exposure to radiation with a wavelength of λ I = 762.346 nm (excitation O 2 ) and supplied energy. E s = 0.2 eV / (molecule O 2 ) ;
на фиг.8 - поле массовой концентрации H2O при равномерном вдуве H2 в случае воздействия излучения с длиной волны λI=193,3 нм (фотодиссоциация O2) и подведенной энергии Es=0,2 эВ/(молекула O2);on Fig - field of mass concentration of H 2 O with uniform injection of H 2 in the case of exposure to radiation with a wavelength of λ I = 193.3 nm (photodissociation O 2 ) and supplied energy E s = 0.2 eV / (molecule O 2 );
на фиг.9 - поле статического давления (бар) при равномерном вдуве H2 в случае отсутствия лазерного излучения;figure 9 - field of static pressure (bar) with uniform injection of H 2 in the absence of laser radiation;
на фиг.10 - поле статического давления (бар) при равномерном вдуве H2 в случае воздействия лазерного излучения с длиной волны λI=762,346 нм (возбуждение O2) и подведенной энергии Es=0,2 эВ/(молекула O2);figure 10 - field of static pressure (bar) with uniform injection of H 2 in the case of exposure to laser radiation with a wavelength of λ I = 762.346 nm (excitation O 2 ) and supplied energy E s = 0.2 eV / (molecule O 2 ) ;
на фиг.11 - поле статического давления (бар) при равномерном вдуве H2 в случае воздействия лазерного излучения с длиной волны λI=193,3 нм (фотодиссоциация O2) и подведенной энергии Es=0,2 эВ/(молекула O2);figure 11 - field of static pressure (bar) with uniform injection of H 2 in the case of exposure to laser radiation with a wavelength of λ I = 193.3 nm (photodissociation O 2 ) and supplied energy E s = 0.2 eV / (molecule O 2 );
на фиг.12 - изменение полноты сгорания топлива по выделившейся энергии η по длине камеры сгорания (кривые 'а' - равномерный вдув H2, кривые 'b' - перераспределенный вдув H2);on Fig - change in the completeness of fuel combustion by the released energy η along the length of the combustion chamber (curves 'a' - uniform injection of H 2 , curves 'b' - redistributed injection of H 2 );
на фиг.13 - изменение полноты сгорания по выделившейся энергии η от поперечного размера he/D зоны лазерного излучения (кривые 'с' - равномерный вдув H2, кривые 'd' - перераспределенный вдув H2).on Fig - change in the completeness of combustion by the released energy η from the transverse size h e / D of the laser radiation zone (curves 'c' - uniform injection of H 2 , curves 'd' - redistributed injection of H 2 ).
Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель (см. фиг.1) содержит сверхзвуковой воздухозаборник 1, сверхзвуковую камеру сгорания 2, выходное сверхзвуковое сопло 3, обечайку 4, регулятор 5 давления подачи топлива, устройство 6 подачи топлива в двигатель, источник 7 лазерного излучения и оптическую систему (см. фиг.2). Воздухозаборник 1, камера сгорания 2 и сопло 3 образуют газовый тракт двигателя.The hypersonic ramjet engine (see Fig. 1) contains a
Источник 7 лазерного излучения выполнен с возможностью генерации излучения на заданной частоте, резонансно совпадающей с частотой линии поглощения молекулярного кислорода O2 из основного электронного состояния в возбужденное метастабильное состояние.The laser radiation source 7 is configured to generate radiation at a given frequency that resonantly coincides with the frequency of the molecular oxygen absorption line O 2 from the ground electronic state to the excited metastable state.
Устройство 6 подачи топлива в двигатель сделано в виде вертикального набора пилонов 8 и установлено поперечно в тракте воздухозаборника 1. Оптическая система размещена в тракте двигателя после устройства 6 подачи топлива и включает, по меньшей мере, одну пару противоположно расположенных поперечно тракту двигателя отражателей 9, 10 излучения с образованием между отражателями зоны 11 сканирования излучения. Причем на одном из отражателей установлен питающий волновод 12 источника 7 лазерного излучения.The
В каждом пилоне 8 выполнены топливный канал 13, буферная топливная емкость 14 и сопло 15 инжектора, сопряженные гидравлически между собой. Регулятор 5 давления подачи топлива соединен магистралями 16 с топливными каналами 13 каждого пилона 8. Пары отражателей 9, 10 излучения оптической системы расположены за соплами 15 инжекторов одного или нескольких пилонов 8 с возможностью образования отдельных зон 11 сканирования. Нижняя граница каждой зоны 11 сканирования расположена над верхней задней кромкой сопла 15 инжектора соответствующего пилона 8 и направлена от сопла 15 инжектора к выходу камеры сгорания 2 с площадью сканирования, определяемой в соответствии с заданным выражением ранее.Each
Длина волны источника лазерного излучения составляет 762,3 -762,4 нм или 193,3 нм.The wavelength of the laser source is 762.3 -762.4 nm or 193.3 nm.
Аэродинамический профиль отдельного пилона 8 выполнен ромбовидным с задней кромкой в виде щелевого сопла 15.The aerodynamic profile of a
Каждый пилон 8 вдоль передней кромки снабжен дополнительными отверстиями топливных форсунок 17, сообщающимися с буферной топливной емкостью 14.Each
Вертикальный набор 6 пилонов 8 выполнен с наружным контуром в форме горизонтального клина с вершиной, направленной по оси газового тракта в сторону воздухозаборника 1.The vertical set of 6
Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель работает следующим образом.Hypersonic ramjet engine operates as follows.
Поток воздуха, втекающий в воздухозаборник 1 со сверхзвуковой скоростью, генерирует систему ударных волн, образующихся от элементов воздухозаборника, нагревается и направляется в камеру сгорания 2. Одновременно через регулятор 5 давления подачи топлива, магистраль 16, топливный канал 13, топливную емкость 14 и сопло 15 инжектора каждого пилона 8 в воздухозаборник 1 подают топливо, например водород (H2). Топливо, вытекающее из сопла 15 инжектора спутно сверхзвуковому потоку воздуха, смешивается с воздухом, образуя слои смешения, распространяющиеся вниз по потоку. На некотором расстоянии от пилонов ТВС воспламеняется. Кроме того, из топливной емкости 14 через отверстия форсунок 17 на переднюю кромку каждого пилона 8 подается топливо-охладитель, которое вытекает наружу и создает защитную завесу перед кромкой, предохраняя ее от теплового разрушения. Количество топлива, подаваемое в каждый пилон 8, задается регулятором 5 давления подачи топлива. Поскольку время задержки воспламенения горючей смеси и время энерговыделения составляют время до нескольких миллисекунд, то при сверхзвуковой скорости потока невозможно обеспечить приемлемую полноту сгорания топлива при допустимой длине проточной части двигателя. Чтобы реализовать высокую эффективность рабочего процесса в камере сгорания 2, необходимо интенсифицировать процессы воспламенения и горения ТВС. Интенсификацию процессов воспламенения, горения и обеспечение высокой полноты сгорания в камере ГПВРД осуществляют посредством воздействия резонансного лазерного излучения от источника 7 (см. фиг.2) через питающий волновод 12 и пары отражателей 9, 10, расположенных за соплами 15 инжекторов одного или нескольких пилонов 8 с возможностью образования отдельных зон 11 сканирования на сверхзвуковой поток, поступающий в камеру сгорания 2.The air stream flowing into the
Согласно данным, опубликованным в статье: Старик A.M., Титова Н.С. ЖТФ 2003. Т. 73. №3. С.59-68, возбуждение кислорода в потоке поступающего воздуха в синглетное электронное состояние O2(b1Σg +) резонансным лазерным излучением с длиной волны 762,3-762,4 нм позволяет резко, в десятки и даже в сотни раз, уменьшить длину задержки воспламенения в сверхзвуковом потоке и ускорить процесс горения водородовоздушной смеси, поэтому в достаточно короткой камере сгорания можно получить высокую полноту сгорания рабочей топливной смеси. Обусловлено это ускорение тем, что скорость реакции разветвления цепи с участием возбужденных молекул O2 во много раз больше (особенно при низкой температуре) скорости аналогичной реакции с участием молекул O2 в основном электронном состоянии.According to the data published in the article: Old Man AM, Titova N.S. ZhTF 2003.V. 73. No. 3. P.59-68, the excitation of oxygen in the flow of incoming air into the singlet electronic state O 2 (b 1 Σ g + ) by resonant laser radiation with a wavelength of 762.3-762.4 nm makes it possible to dramatically, tens or even hundreds of times, reduce the length of the ignition delay in a supersonic flow and accelerate the combustion process of the hydrogen-air mixture; therefore, in a sufficiently short combustion chamber, a high completeness of combustion of the working fuel mixture can be obtained. This acceleration is due to the fact that the rate of chain branching with the participation of excited O 2 molecules is many times higher (especially at low temperature) than the rate of a similar reaction with the participation of O 2 molecules in the ground electronic state.
Также в качестве воздействующего на поток излучения можно применить излучение, например, эксимерного лазера (ArF) с длиной волны излучения λI=193.3 нм, вызывающее фотодиссоциацию молекул кислорода и образование в потоке атомов кислорода, носителей цепного механизма процесса окисления водорода и углеводородов, что также приводит к интенсификации цепных реакций в топливно-воздушной смеси и интенсификации процессов воспламенения и ускорению горения в тракте ГПВРД.It is also possible to use radiation, for example, an excimer laser (ArF) with a radiation wavelength λ I = 193.3 nm, which causes photodissociation of oxygen molecules and the formation of oxygen atoms in the flow, carriers of the chain mechanism of the process of oxidation of hydrogen and hydrocarbons, which also leads to the intensification of chain reactions in the fuel-air mixture and the intensification of ignition processes and the acceleration of combustion in the scramjet tract.
Ускорение воспламенения и горения может быть осуществлено воздействием резонансного лазерного излучения на кислородосодержащую среду, используемую в качестве окислителя также и для углеводородных топлив.Ignition and combustion can be accelerated by the action of resonant laser radiation on an oxygen-containing medium, which is also used as an oxidizing agent for hydrocarbon fuels.
В результате численного анализа установлено, что основной реакцией инициирования цепи при невысоких начальных температурах (T0<2000 К) и отсутствии резонансного лазерного облучения является реакция:As a result of numerical analysis, it was found that the main reaction of chain initiation at low initial temperatures (T 0 <2000 K) and the absence of resonant laser irradiation is the reaction:
H2+O2=H+HO2.H 2 + O 2 = H + HO 2 .
В зависимости от способа воздействия резонансного лазерного излучения, приводящего либо к возбуждению молекул O2 в состояние O2(b1Σg +) (длина волны излучения λI=762,346 нм), либо к фотодиссоциации молекул O2 (длина волны излучения λI=193,3 нм), цепные процессы в смеси H2/воздух развиваются разными путями. Схемы развития цепного процесса в этих случаях представлены на фиг.3, 4.Depending on the mode of action of resonant laser radiation, leading either to the excitation of molecular O 2 to state O 2 (b 1 Σ g +) (radiation wavelength λ I = 762.346 nm) or to the photodissociation O 2 (wavelength λ I = 193.3 nm), chain processes in a mixture of H 2 / air develop in different ways. Schemes for the development of the chain process in these cases are presented in figure 3, 4.
Эффективность предложенных способов воздействия лазерного излучения с целью интенсификации горения водородно-воздушной смеси иллюстрируется данными в таблице (см. фиг.5), которые были получены при численном моделировании. В таблице приведены энергия Es, подводимая к газу в расчете на одну молекулу кислорода, параметры продуктов сгорания Te и Pe и химическая энергия реагентов ΔHch, выделяющаяся в процессе горения стехиометрической смеси H2/воздух, при начальных параметрах топливно-воздушной смеси T0=500 К, P0=104 Па, различных способах инициирования горения и обеспечении одинакового времени задержки воспламенения τin=0.017 с. Из данных таблицы следует, что при лазерно-индуцированном возбуждении молекул кислорода с длиной волны λI=762,346 нм, необходимо потратить в 4 раза меньше энергии, чем при простом нагреве смеси, который в настоящее время обычно используется для инициирования горения в сверхзвуковом потоке, с одним и тем же значением времени задержки воспламенения τin. Еще меньше энергии требуется при фотодиссоциации кислорода излучением с длиной волны λI=193,3 нм. При этом количество химической энергии ΔHch, которое выделяется при горении в случае воздействия излучения с λI=762,346 нм и c λI=193,3 нм, примерно на 13% выше.The effectiveness of the proposed methods of exposure to laser radiation in order to intensify the combustion of a hydrogen-air mixture is illustrated by the data in the table (see figure 5), which were obtained by numerical simulation. The table shows the energy E s supplied to the gas per oxygen molecule, the parameters of the combustion products T e and P e and the chemical energy of the reagents ΔH ch released during the combustion of the stoichiometric mixture of H 2 / air, at the initial parameters of the fuel-air mixture T 0 = 500 K, P 0 = 10 4 Pa, different methods of initiating combustion and ensuring the same ignition delay time τ in = 0.017 s. From the table it follows that with laser-induced excitation of oxygen molecules with a wavelength of λ I = 762.346 nm, it is necessary to spend 4 times less energy than with simple heating of the mixture, which is currently usually used to initiate combustion in a supersonic flow, with the same value of the ignition delay time τ in . Even less energy is required for the photodissociation of oxygen by radiation with a wavelength of λ I = 193.3 nm. Moreover, the amount of chemical energy ΔH ch , which is released during combustion in the event of exposure to radiation with λ I = 762.346 nm and c λ I = 193.3 nm, is approximately 13% higher.
Для обоснования эффективности предлагаемого метода ускорения горения применительно к ГПВРД было проведено численное моделирование течения газа в воздухозаборнике и горения водородно-воздушной смеси в камере сгорания, приведенной на фиг.1. Тангенциальный вдув водорода осуществлялся через систему пилонов 8 при следующих параметрах водородных струй: число Маха M=2.45, давление PH2=3.15 бар, температура TH2=450 К, расход водорода через все пилоны принимался одинаковым.To justify the effectiveness of the proposed method of combustion acceleration in relation to the scramjet, a numerical simulation of the gas flow in the air intake and the combustion of the hydrogen-air mixture in the combustion chamber shown in Fig. 1 was carried out. The tangential hydrogen injection was carried out through the system of
Результаты численного моделирования представлены на фиг.6-11, где показаны поля массовой концентрации паров воды и давления в случаях отсутствия воздействия лазерного излучения на поток (фиг.6, 9) и при воздействии лазерного излучения как с длиной волны λI=762,346 нм (фиг.7, 10), так и с длиной волны λI=193,3 нм (фиг.8, 11) (размеры проточной части даны в миллиметрах). Из представленных результатов видно, что при отсутствии лазерного излучения горение начинается вблизи верхней поверхности газового тракта (фиг.6) на некотором расстоянии за скачком уплотнения (фиг.9), возникающим при взаимодействии скачков от системы пилонов, скачка, идущего от обечайки воздухозаборника, и скачка, идущего от излома контура верхней образующей камеры сгорания. Таким образом, в рассматриваемом случае реализуется режим горения в детонационном скачке лишь в выходной части камеры сгорания и в сопле. Полнота сгорания при этом очень низкая.The results of numerical simulation are presented in Figs. 6-11, where the fields of mass concentration of water vapor and pressure are shown in cases where there is no laser radiation effect on the flow (Fig. 6, 9) and when laser radiation is exposed as with a wavelength λ I = 762.346 nm ( 7, 10), and with a wavelength of λ I = 193.3 nm (FIGS. 8, 11) (dimensions of the flow part are given in millimeters). It can be seen from the presented results that, in the absence of laser radiation, combustion begins near the upper surface of the gas path (Fig. 6) at a certain distance behind the shock wave (Fig. 9) that arises from the interaction of jumps from the pylon system, a jump coming from the side of the air intake, and a jump coming from a break in the contour of the upper generatrix of the combustion chamber. Thus, in the case under consideration, the combustion mode in the detonation shock is realized only in the output part of the combustion chamber and in the nozzle. The completeness of combustion is very low.
Скачок от обечайки пересекает систему пилонов в камере сгорания вблизи центрального пилона, а в верхней части воздушный поток проходит через систему волн разрежения, поэтому течение во входном сечении камеры сгорания существенно неравномерное, следовательно, верхние и нижние пилоны (по отношению к центральному пилону) находятся в различных условиях обтекания. Водородные струи взаимодействуют с системой скачков, которые генерируются воздухозаборником и системой пилонов. В результате такого взаимодействия водородные струи отклоняются к верхней стенке камеры сгорания. В этой части камеры сгорания наблюдается избыток водорода и недостаток кислорода, а в нижней части камеры сгорания ситуация противоположная. Вследствие этого после воспламенения смеси за скачком уплотнения в верхней части камеры сгорания кислород расходуется полностью, а оставшийся несгоревший водород вытекает через сопло. Все это приводит к низкой полноте сгорания в камере сгорания.The jump from the shell crosses the system of pylons in the combustion chamber near the central pylon, and in the upper part the air flow passes through the system of rarefaction waves, so the flow in the inlet section of the combustion chamber is substantially uneven, therefore, the upper and lower pylons (relative to the central pylon) are in different flow conditions. Hydrogen jets interact with the jump system that is generated by the air intake and the pylon system. As a result of this interaction, the hydrogen jets deviate toward the upper wall of the combustion chamber. In this part of the combustion chamber there is an excess of hydrogen and a lack of oxygen, and in the lower part of the combustion chamber the situation is the opposite. As a result of this, after ignition of the mixture behind the shock wave in the upper part of the combustion chamber, oxygen is completely consumed, and the remaining unburned hydrogen flows out through the nozzle. All this leads to a low completeness of combustion in the combustion chamber.
Устранить этот недостаток позволяет подача водорода в соответствии со схемой, приведенной на фиг.2, посредством регулирования давления подачи водорода, которое осуществляется регулятором давления 5 в магистрали 16 подачи водорода в соответствующий пилон. В этом случае расход водорода, который пропорционален давлению водорода на входе в пилон, изменяется по командам от ЭВМ с помощью стандартных датчиков давления и температуры. Например, для случая, рассмотренного на фиг.6-11, для струи от пилона, где наблюдается избыточное количество водорода, необходимо уменьшить давление подачи водорода или, наоборот, в случае его недостачи - увеличить. В результате автоматически поддерживается оптимальный режим горения за пилонами 8 независимо от условий перестройки газодинамического течения и его структуры. В этом случае реализуется так называемый режим «перераспределенной» подачи водорода, чем обеспечивается оптимальное горение топливной смеси в камере сгорания ГПВРД с более высокой полнотой сгорания. Сказанное подтверждается данными, представленными на фиг.12, где приведены графики распределений полноты сгорания η (по выделившейся энергии) по длине камеры сгорания (кривые 'а' - равномерный вдув H2, кривые 'b' - перераспределенный вдув H2). Из приведенного графика видно, что в случае с перераспределенным вдувом водорода реализуется режим с более высоким коэффициентом полноты сгорания в камере сгорания.To eliminate this drawback allows the supply of hydrogen in accordance with the scheme shown in figure 2, by adjusting the pressure of the hydrogen supply, which is carried out by the pressure regulator 5 in the
Сокращение длины задержки воспламенения и дополнительное увеличение полноты сгорания в камере сгорания можно осуществить посредством воздействия лазерного излучения с длиной волны λI=193.3 нм или 762,346 нм на небольшую область потока. На фиг.7, 8 вблизи нижнего пилона обозначена зона облучения лазерным излучением с удельной энергией Es=0,2 эВ/(молекула O2). Данная зона аналогична области воздействия, приведенной ранее на фиг.2. В результате такого воздействия лазерного излучения на поток удается осуществить воспламенение и диффузионное горение в нижней части КС с вытянутым языком области горения (см. фиг.7 и 8). При этом в верхней части камеры горение начинается за скачком уплотнения, как и в случае отсутствия лазерного излучения.A reduction in the ignition delay length and an additional increase in the completeness of combustion in the combustion chamber can be achieved by laser radiation with a wavelength of λ I = 193.3 nm or 762.346 nm on a small flow area. In Figs. 7, 8, near the lower pylon, the laser irradiation zone with specific energy E s = 0.2 eV / (O 2 molecule) is indicated. This area is similar to the area of exposure shown earlier in figure 2. As a result of such an effect of laser radiation on the flow, it is possible to carry out ignition and diffusion combustion in the lower part of the CS with an extended tongue of the combustion region (see Fig. 7 and 8). In this case, in the upper part of the chamber, combustion begins behind the shock wave, as in the absence of laser radiation.
Численное моделирование показало, что для интенсификации горения и организации эффективного сжигания топлива в ГПВРД необходимо применить предложенные методы лазерного воздействия на молекулы окислителя, которые, с одной стороны, вызывают сокращение времени воспламенения, а с другой, увеличение эффективности горения настолько, что длина проточной части ГПВРД становится реально выполнимой для практических задач гиперзвуковых полетов. Результаты численного эксперимента по определению высоты области сканирования лазерным излучением he приведены на фиг.13. Они наглядно показывают, что наилучший диапазон значений he, при котором реализуется эффективное горение, находится в диапазоне оптимальных значений he=(0.02-0.08)D для обоих способов подачи водорода и может быть рекомендован для практического применения. Эффективность предложенных методов воздействия для получения высокой полноты сгорания топлива определяется локальным местоположением области воздействия лазерного излучения в камере сгорания двигателя, длиной волны воздействующего излучения, минимальным значением плотности мощности воздействующего излучения, в пределах реально достижимых на практике значений.Numerical modeling showed that in order to intensify combustion and organize efficient fuel combustion in the scramjet, it is necessary to apply the proposed methods of laser exposure to oxidizing molecules, which, on the one hand, cause a reduction in the ignition time, and on the other hand, increase the combustion efficiency so much that the length of the flow part of the scramjet becomes feasible for the practical tasks of hypersonic flights. The results of a numerical experiment to determine the height of the laser scanning region h e are shown in Fig. 13. They clearly show that the best range of values of h e at which efficient combustion is realized is in the range of optimal values of h e = (0.02-0.08) D for both hydrogen supply methods and can be recommended for practical use. The effectiveness of the proposed methods of exposure to obtain a high completeness of fuel combustion is determined by the local location of the area of laser radiation in the combustion chamber of the engine, the wavelength of the acting radiation, the minimum value of the power density of the acting radiation, within the range of values that are actually achievable in practice.
Claims (6)
S=he×le,
где S - площадь сканирования;
he=(0,02-0,08)D - высота сканирования;
lе=(0,3-0,6)D - длина сканирования;
D - поперечный размер камеры сгорания по высоте за устройством подачи топлива.1. A hypersonic ramjet containing a supersonic air intake, a supersonic combustion chamber, an output supersonic nozzle, a shell, a fuel pressure regulator, a fuel supply device to the engine, a laser radiation source, and an optical system, where the air intake, combustion chamber and nozzle form a gas the engine path, the laser radiation source is configured to generate radiation at a given frequency that resonantly coincides with the frequency of the molecular absorption line oxygen from the ground electronic state to an excited metastable state, the fuel supply device to the engine is made in the form of a vertical set of pylons and is installed transversely in the engine path, the optical system is placed in the path after the fuel supply device and includes at least one pair of oppositely transverse paths radiation reflectors with the formation of a radiation scanning zone between the reflectors, moreover, on one of the reflectors a supply waveguide of a laser source from radiation, characterized in that the fuel supply device is installed in the air intake path, moreover, in each pylon there is a fuel channel, a buffer fuel tank and an injector nozzle hydraulically interconnected, the fuel supply pressure regulator is connected by lines to the fuel channels of each pylon, moreover, pairs of radiation reflectors optical systems are located behind the nozzles of the injectors of one or several pylons with the possibility of forming separate scanning zones, where the lower boundary of each scanning zone The nozzle is located above the upper trailing edge of the injector nozzle of the corresponding pylon and is directed from the injector nozzle to the exit of the combustion chamber with a scanning area determined in accordance with the expression
S = h e × l e ,
where S is the scanning area;
h e = (0.02-0.08) D is the scanning height;
l e = (0.3-0.6) D is the scan length;
D is the transverse dimension of the combustion chamber in height behind the fuel supply device.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013142357/06A RU2542652C1 (en) | 2013-09-18 | 2013-09-18 | Hypersonic ramjet engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013142357/06A RU2542652C1 (en) | 2013-09-18 | 2013-09-18 | Hypersonic ramjet engine |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2542652C1 true RU2542652C1 (en) | 2015-02-20 |
| RU2013142357A RU2013142357A (en) | 2015-03-27 |
Family
ID=53286444
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2013142357/06A RU2542652C1 (en) | 2013-09-18 | 2013-09-18 | Hypersonic ramjet engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2542652C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN108915891A (en) * | 2018-07-11 | 2018-11-30 | 厦门大学 | It is a kind of that spray design method is shifted to an earlier date based on the fuel for rotating into air flue in three-dimensional |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3430640A (en) * | 1964-02-17 | 1969-03-04 | Gen Electric | Supersonic inlet |
| DE3644020A1 (en) * | 1985-12-30 | 1987-07-02 | Fleckenstein Inc L W | GAS COMPRESSOR FOR JET ENGINES |
| EP0401106A1 (en) * | 1989-05-29 | 1990-12-05 | Societe Europeenne De Propulsion | Reactor chamber and method of manufacture |
| 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 |
| RU2453719C1 (en) * | 2010-11-09 | 2012-06-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Method of inducing combustion in hypersonic ramjet engine and hypersonic ramjet engine |
| RU2481484C2 (en) * | 2011-03-29 | 2013-05-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Hypersonic ramjet engine |
-
2013
- 2013-09-18 RU RU2013142357/06A patent/RU2542652C1/en active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3430640A (en) * | 1964-02-17 | 1969-03-04 | Gen Electric | Supersonic inlet |
| DE3644020A1 (en) * | 1985-12-30 | 1987-07-02 | Fleckenstein Inc L W | GAS COMPRESSOR FOR JET ENGINES |
| EP0401106A1 (en) * | 1989-05-29 | 1990-12-05 | Societe Europeenne De Propulsion | Reactor chamber and method of manufacture |
| 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 |
| RU2453719C1 (en) * | 2010-11-09 | 2012-06-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Method of inducing combustion in hypersonic ramjet engine and hypersonic ramjet engine |
| RU2481484C2 (en) * | 2011-03-29 | 2013-05-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Hypersonic ramjet engine |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN108915891A (en) * | 2018-07-11 | 2018-11-30 | 厦门大学 | It is a kind of that spray design method is shifted to an earlier date based on the fuel for rotating into air flue in three-dimensional |
| CN108915891B (en) * | 2018-07-11 | 2019-09-03 | 厦门大学 | It is a kind of that spray design method is shifted to an earlier date based on the fuel for rotating into air flue in three-dimensional |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2013142357A (en) | 2015-03-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Firsov et al. | Plasma-enhanced mixing and flameholding in supersonic flow | |
| Betelin et al. | 3D numerical modeling of a cylindrical RDE with an inner body extending out of the nozzle | |
| Yu et al. | Fuel injection and flame stabilization in a liquid-kerosene-fueled supersonic combustor | |
| Zhang et al. | Ignition characteristics in a thin strut-equipped dual mode combustor fueled with liquid kerosene | |
| Yuan et al. | Study on flame stabilization in a dual-mode combustor using optical measurements | |
| RU2453719C1 (en) | Method of inducing combustion in hypersonic ramjet engine and hypersonic ramjet engine | |
| Barnes et al. | Fuel–air mixing experiments in a directly fueled supersonic cavity flameholder | |
| Xue et al. | Experimental study on combustion modes of a liquid kerosene fueled RBCC combustor | |
| Leonov et al. | Plasma-assisted combustion in supersonic airflow: optimization of electrical discharge geometry | |
| US5223651A (en) | Supersonic combustion engine and method of combustion initiation and distribution | |
| Sun et al. | Two-dimensional numerical study of two-phase rotating detonation wave with different injections | |
| Guoskov et al. | Numerical research of gaseous fuel preinjection in hypersonic three-dimensional inlet | |
| RU2454607C1 (en) | Method for stabilisation of fuel combustion process in combustion chamber, and combustion chamber of straight-jet engine of aircraft | |
| Kitagawa et al. | Ignition characteristics of methane and hydrogen using a plasma torch in supersonic flow | |
| RU2542652C1 (en) | Hypersonic ramjet engine | |
| Wang et al. | Numerical simulations of vapor kerosene/air rotating detonation engines with different slot inlet configurations | |
| US3293852A (en) | Plasma propulsion method and means | |
| Cain | Review of experiments on ignition and flameholding in supersonic flow | |
| Yan et al. | Experimental study on the combustion process of a kerosene-fueled scramjet with strut injection | |
| Pandey et al. | Recent Advances in Experimental and Numerical Analysis of Combustor Flow Fields in Supersonic Flow Regime | |
| RU2513527C1 (en) | Gas turbine engine combustion chamber and method of its operation | |
| Zamuraev et al. | Control of the formation of a transonic region in a supersonic flow by using a throttling jet and near-wall heat release | |
| RU2446305C2 (en) | Supersonic ramjet engine with pulsating combustion and method of its operation | |
| Zamuraev et al. | Transonic region formation at the thermal and gas-dynamic action on a supersonic duct flow | |
| RU2550209C1 (en) | Method of ignition and combustion of fuel in athodyd |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20210804 |