RU2553589C2 - Способ функционирования сверхзвукового пульсирующего детонационного прямоточного воздушно-реактивного двигателя - Google Patents
Способ функционирования сверхзвукового пульсирующего детонационного прямоточного воздушно-реактивного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2553589C2 RU2553589C2 RU2012136793/06A RU2012136793A RU2553589C2 RU 2553589 C2 RU2553589 C2 RU 2553589C2 RU 2012136793/06 A RU2012136793/06 A RU 2012136793/06A RU 2012136793 A RU2012136793 A RU 2012136793A RU 2553589 C2 RU2553589 C2 RU 2553589C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- supersonic
- fuel
- chamber
- main
- flow
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 21
- 238000005474 detonation Methods 0.000 title claims abstract description 19
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims abstract description 44
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims abstract description 32
- 230000010349 pulsation Effects 0.000 claims abstract description 4
- 239000003350 kerosene Substances 0.000 abstract description 7
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 3
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 abstract description 3
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 abstract 1
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 16
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 9
- 230000035939 shock Effects 0.000 description 5
- 239000002360 explosive Substances 0.000 description 2
- 230000001590 oxidative effect Effects 0.000 description 2
- 230000006641 stabilisation Effects 0.000 description 2
- 238000011105 stabilization Methods 0.000 description 2
- JWDFQMWEFLOOED-UHFFFAOYSA-N (2,5-dioxopyrrolidin-1-yl) 3-(pyridin-2-yldisulfanyl)propanoate Chemical compound O=C1CCC(=O)N1OC(=O)CCSSC1=CC=CC=N1 JWDFQMWEFLOOED-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N atomic oxygen Chemical compound [O] QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 1
- 230000001627 detrimental effect Effects 0.000 description 1
- 230000008520 organization Effects 0.000 description 1
- 239000001301 oxygen Substances 0.000 description 1
- 229910052760 oxygen Inorganic materials 0.000 description 1
- 230000009257 reactivity Effects 0.000 description 1
Images
Landscapes
- Fluidized-Bed Combustion And Resonant Combustion (AREA)
- Fuel-Injection Apparatus (AREA)
Abstract
Изобретение относится к способам функционирования сверхзвуковых пульсирующих детонационных прямоточных воздушно-реактивных двигателей, преимущественно при полете с числом Маха больше 6. Способ функционирования сверхзвукового пульсирующего детонационного прямоточного воздушно-реактивного двигателя, при котором подают топливо в основную сверхзвуковую камеру сгорания и осуществляют в ней пульсирующий процесс, для чего используют предкамеру, которую устанавливают на входе в основную сверхзвуковую камеру. Подают в предкамеру часть топлива, получают пульсирующий поток и накладывают его на поток в основной сверхзвуковой камере сгорания. Предкамеру выполняют в виде золотниковой камеры с постоянным объемом сгорания топлива, количество рабочих полостей которой выбирают в соответствии с требуемой частотой пульсаций в основной сверхзвуковой камере сгорания. Поток из предкамеры разделяют и направляют в основную сверхзвуковую камеру в осевом и радиальных направлениях. Изобретение обеспечивает стабильное горение в сверхзвуковом потоке авиационного топлива - керосина без окислительного газа, без предварительного прогрева воздуха. 2 ил.
Description
Предлагаемое изобретение относится к способам функционирования сверхзвуковых пульсирующих детонационных прямоточных воздушно-реактивных двигателей, преимущественно при полете с числом Маха больше 6.
Известен способ функционирования сверхзвукового пульсирующего детонационного прямоточного воздушно-реактивного двигателя, заключающийся в том, что в момент запуска двигателя подают топливо и инициируют детонационную волну. Дальнейшую работу двигателя обеспечивают последовательно-периодически, изменяя подачу топлива, реализуя в камере сгорания богатую и бедную топливовоздушную смесь и вызывая изменение направления и скорости перемещения волны относительно камеры сгорания от ее выхода к входу по богатой смеси и в обратном направлении по бедной смеси, в предельном случае - по чистому воздуху, при сохранении направления движения волны против потока (Патент РФ 2157909, МПК7 F02K 7/14, заявл. 26.05.1999, опубл. 20.10.2000).
Для обеспечения стабилизации горения и полноты сгорания топлива ударные волны в сверхзвуковом потоке должны распространяться со скоростью не менее 1000 м/сек и с высокой частотой, что трудновыполнимо при реализации данного способа, т.к. частота создания волн ограничена частотой подачи топлива, которая зависит от возможностей топливной аппаратуры. Так, при длине камеры сгорания два метра подача топлива должна изменяться с частотой более 1000 Гц. При меньших частотах волна может быть вынесена за пределы камеры сгорания. Причем, чем больше потребный расход топлива, тем сложнее обеспечить высокую частоту подачи топлива. Это отрицательно сказывается на габаритно-массовых характеристиках топливной аппаратуры и усложняет ее конструкцию.
Кроме того, этот способ сложно реализовать при использовании в качестве топлива труднодетонируемой керосино-воздушной смеси. Для организации детонации во всем потоке смеси требуется мощный источник энергии со скоростью ее выделения, как у взрывчатых веществ.
Также известен способ функционирования сверхзвукового пульсирующего детонационного прямоточного воздушно-реактивного двигателя, при котором подают топливо в основную камеру сгорания и осуществляют в ней пульсирующий процесс. Для создания пульсирующего процесса используют предкамеру, которую устанавливают на входе в основную камеру, подают в нее часть топлива, получают пульсирующий поток и накладывают его на поток в основной камере сгорания. В качестве предкамеры используют трубчатое пульсирующее детонационное устройство (трубку), а в качестве топлива - легкодетонируемую кислородно-керосиновую смесь («Работы ведущих авиадвигателестроительных компаний по созданию перспективных авиационных двигателей». М.:ЦИАМ, 2004 г., стр.381-382).
Однако трубчатые пульсирующие детонационные устройства имеют несколько недостатков. В этих устройствах на входе используются механические клапаны для содействия управлению детонацией, что повышает сложность и стоимость устройства, а также ограничивает частоту детонации до 10 Гц, которая не может обеспечить стабильного горения в сверхзвуковом потоке. Низкие частоты детонации могут оказывать вредное воздействие на элементы конструкции двигательной системы, поскольку при детонациях создаются удары и вибрации.
Более того, трубчатые пульсирующие детонационные устройства не работают эффективно на обычно используемом авиационном топливе - керосине, т.к. требуется наличие дополнительно составляющей - окислительного газа, а именно кислорода, повышающей его детонационную способность.
Также этот способ не позволяет создать в основной камере сгорания требуемую температуру без дополнительного подогрева топливовоздушной смеси, обеспечивающую стабильное горение в сверхзвуковом потоке авиационного топлива - керосина.
Техническим результатом, на достижение которого направлено изобретение, является обеспечение стабильного горения в сверхзвуковом потоке авиационного топлива - керосина без окислительного газа, без предварительного прогрева воздуха за счет комплексного воздействия на поток топливовоздушной смеси газовых струй, ударных волн, повышающих температуру смеси в основной сверхзвуковой камере сгорания, и детонационных волн, частота которых обеспечивает их постоянное нахождение в ней.
Для достижения названного технического результата при реализации способа функционирования сверхзвукового пульсирующего детонационного прямоточного воздушно-реактивного двигателя подают топливо в основную камеру сгорания и осуществляют в ней пульсирующий процесс. Для осуществления пульсирующего процесса используют предкамеру, которую устанавливают на входе в основную камеру, подают в нее часть топлива, получают пульсирующий поток и накладывают его на поток в основной камере сгорания.
Новым в изобретении является то, что предкамеру выполняют в виде золотниковой камеры с постоянным объемом сгорания топлива, количество полостей в которой выбирают в соответствии с требуемой частотой пульсаций в основной камере. Полученный в предкамере пульсирующий поток разделяют и направляют в основную камеру в осевом и радиальном направлениях.
На прилагаемых чертежах изображено:
фиг.1 - сверхзвуковой пульсирующий детонационный прямоточный воздушно-реактивный двигатель, общий вид;
фиг.2 - вид A фиг.1 - устройство для реализации способа.
Устройство для реализации способа содержит предкамеру 1 сгорания с постоянным объемом сгорания топлива, установленную на пилонах 2 подачи топлива на входе в основную сверхзвуковую камеру 3 СПДП ВРД.
Предкамера 1 содержит входное устройство 4, корпус 5 с входным 6 и выходным 7 окнами и пламеперебрасывющим каналом-ресивером 8. На корпусе 5 расположены топливная форсунка 9, воспламенитель 10. В корпусе 5 с возможностью вращения установлен золотник 11 с рабочими полостями 12, количество которых определяется исходя из потребной частоты рабочих пульсаций: чем больше требуемая частота, тем больше количество полостей. Предкамера 1 снабжена выходным устройством 13, сообщенным с входом в основную сверхзвуковую камеру 3 сгорания через осевой канал 14. В стенках выходного устройства 13 также выполнены радиальные отверстия 15 для формирования радиальных газовых струй.
Способ осуществляется следующим образом.
В основную камеру 3 из пилонов 2 подают топливо - авиационный керосин, часть топлива подают в предкамеру 1.
При работе предкамеры 1 золотник 11 вращается и последовательно сообщает каждую из ее рабочих полостей 12 с входным окном 6. топливной форсункой 9, воспламенителем 10 и выходным устройством 13.
В золотнике 11 происходит сгорание топлива при постоянном (закрытом) объеме, при этом давление повышается.
Для повышения реагирующей способности газовых струй в золотнике 11 может сжигаться переобогащенная топливовоздушная смесь с образованием в продуктах сгорания химически высокоактивного горючего.
После сгорания топлива при совмещении окна рабочей полости 12 с выходным окном 7 происходит сверхзвуковое истечение струй газа (смеси продуктов сгорания с химически высокоактивным горючим) из выходного устройства 13 в основную сверхзвуковую камеру 3 через канал 14 в осевом и через радиальные отверстия 15 - в радиальном направлениях. Осевая струя горючего формирует в основной сверхзвуковой камере 3 ударную волну, которая распространяется по основной камере и повышает в ней давление и температуру смеси, создавая условия для ее воспламенения. Многочисленные радиальные газовые струи из радиальных отверстий 15 выходного устройства 13 вовлекают в реакцию большой объем смеси и вызывают ее взрывное сгорание. Ударные волны из предкамеры 1 поступают в основную сверхзвуковую камеру 3 с частотой, обеспечивающей их постоянное нахождение в основной камере 3.
Таким образом, в основной сверхзвуковой камере 3 происходит постоянное пульсирующее воздействие на поток топливовоздушной смеси ударных волн от осевой газовой струи, повышающих ее температуру, радиальных газовых струй, содержащих химически высокоактивное горючее, воздействующих на смесь и возникающих при этом детонационных волн, что в итоге увеличивает скорость сгорания смеси.
Данный способ позволяет обеспечить стабилизацию горения в сверхзвуковом потоке авиационного топлива - керосина.
Claims (1)
- Способ функционирования сверхзвукового пульсирующего детонационного прямоточного воздушно-реактивного двигателя, при котором подают топливо в основную сверхзвуковую камеру сгорания и осуществляют в ней пульсирующий процесс, для чего используют предкамеру, которую устанавливают на входе в основную сверхзвуковую камеру, подают в нее часть топлива, получают пульсирующий поток и накладывают его на поток в основной сверхзвуковой камере сгорания, отличающийся тем, что предкамеру выполняют в виде золотниковой камеры с постоянным объемом сгорания топлива, количество рабочих полостей которой выбирают в соответствии с требуемой частотой пульсаций в основной сверхзвуковой камере сгорания, при этом поток из предкамеры разделяют и направляют в основную сверхзвуковую камеру в осевом и радиальных направлениях.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2012136793/06A RU2553589C2 (ru) | 2012-08-28 | 2012-08-28 | Способ функционирования сверхзвукового пульсирующего детонационного прямоточного воздушно-реактивного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2012136793/06A RU2553589C2 (ru) | 2012-08-28 | 2012-08-28 | Способ функционирования сверхзвукового пульсирующего детонационного прямоточного воздушно-реактивного двигателя |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2012136793A RU2012136793A (ru) | 2014-03-10 |
| RU2553589C2 true RU2553589C2 (ru) | 2015-06-20 |
Family
ID=50191311
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2012136793/06A RU2553589C2 (ru) | 2012-08-28 | 2012-08-28 | Способ функционирования сверхзвукового пульсирующего детонационного прямоточного воздушно-реактивного двигателя |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2553589C2 (ru) |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1439255A (en) * | 1972-06-30 | 1976-06-16 | Mtu Muenchen Gmbh | Gas turbine engine having substantially constant-volume combustion |
| SU1192458A1 (ru) * | 1983-04-18 | 1992-09-15 | Предприятие П/Я А-7970 | Камера сгорани дл объемной машины |
| EP1138922A1 (en) * | 2000-03-31 | 2001-10-04 | General Electric Company | Combined cycle pulse detonation turbine engine |
| RU2196906C2 (ru) * | 2000-07-05 | 2003-01-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | Камера сгорания газотурбинного двигателя |
| RU2197909C1 (ru) * | 2001-06-29 | 2003-02-10 | Трубина Татьяна Борисовна | Способ хирургического лечения опущения и неполного выпадения матки в сочетании с гипертрофией и фоновыми заболеваниями шейки матки |
| RU2362033C2 (ru) * | 2005-07-13 | 2009-07-20 | Владимир Николаевич Костюков | Пульсирующий газотурбинный эжекторный двигатель (варианты) |
-
2012
- 2012-08-28 RU RU2012136793/06A patent/RU2553589C2/ru active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1439255A (en) * | 1972-06-30 | 1976-06-16 | Mtu Muenchen Gmbh | Gas turbine engine having substantially constant-volume combustion |
| SU1192458A1 (ru) * | 1983-04-18 | 1992-09-15 | Предприятие П/Я А-7970 | Камера сгорани дл объемной машины |
| EP1138922A1 (en) * | 2000-03-31 | 2001-10-04 | General Electric Company | Combined cycle pulse detonation turbine engine |
| RU2196906C2 (ru) * | 2000-07-05 | 2003-01-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | Камера сгорания газотурбинного двигателя |
| RU2197909C1 (ru) * | 2001-06-29 | 2003-02-10 | Трубина Татьяна Борисовна | Способ хирургического лечения опущения и неполного выпадения матки в сочетании с гипертрофией и фоновыми заболеваниями шейки матки |
| RU2362033C2 (ru) * | 2005-07-13 | 2009-07-20 | Владимир Николаевич Костюков | Пульсирующий газотурбинный эжекторный двигатель (варианты) |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2012136793A (ru) | 2014-03-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US6062018A (en) | Pulse detonation electrical power generation apparatus with water injection | |
| US8683780B2 (en) | Gas turbine engine and pulse detonation combustion system | |
| US8650856B2 (en) | Fluidic deflagration-to-detonation initiation obstacles | |
| US7637096B2 (en) | Pulse jet engine having pressure sensor means for controlling fuel delivery into a combustion chamber | |
| CN101806260B (zh) | 一种多管并联脉冲爆震燃烧室及其点火起爆方法 | |
| US20120204534A1 (en) | System and method for damping pressure oscillations within a pulse detonation engine | |
| EP2327867A2 (en) | Thrust modulation in a multiple combustor pulse detonation engine using cross-combustor detonation initiation | |
| CN103069142A (zh) | 多管式无阀脉冲爆震发动机 | |
| CN110131071B (zh) | 一种脉冲爆震发动机燃烧室及其起爆方法 | |
| US20070180815A1 (en) | Compact, low pressure-drop shock-driven combustor and rocket booster, pulse detonation based supersonic propulsion system employing the same | |
| RU2476705C1 (ru) | Пульсирующий детонационный прямоточный воздушно-реактивный двигатель и способ функционирования двигателя | |
| CN108869095A (zh) | 一种超声速爆震稳定自持的边界抽吸控制方法 | |
| Peng et al. | Experimental investigation on valveless air-breathing dual-tube pulse detonation engines | |
| US20130145746A1 (en) | Vortex cannon with enhanced ring vortex generation | |
| CN106640420B (zh) | 一种侧进气的脉冲爆震发动机 | |
| Lu et al. | Operating characteristics and propagation of back-pressure waves in a multi-tube two-phase valveless air-breathing pulse detonation combustor | |
| Braun | New detonation concepts for propulsion and power generation | |
| RU2446305C2 (ru) | Сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель с пульсирующим режимом горения (спврд с прг) и способ его работы | |
| RU2529935C1 (ru) | Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель и способ организации рабочего процесса | |
| RU2432483C1 (ru) | Пульсирующий детонационный двигатель | |
| US20050279083A1 (en) | Folded detonation initiator for constant volume combustion device | |
| CN107218155B (zh) | 一种脉冲预引爆可稳定工作的爆震发动机 | |
| RU2468236C1 (ru) | Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель со стабилизацией горения на соударяющихся струйных течениях | |
| RU2347097C1 (ru) | Гиперзвуковой пульсирующий детонационный двигатель и способ его функционирования | |
| Appalla et al. | Investigations on rotating detonation engines |