RU2553589C2 - Method of functioning of supersonic pulsing detonation straight-jet engine - Google Patents
Method of functioning of supersonic pulsing detonation straight-jet engine 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
Images
Landscapes
- Fuel-Injection Apparatus (AREA)
- Fluidized-Bed Combustion And Resonant Combustion (AREA)
Abstract
Description
Предлагаемое изобретение относится к способам функционирования сверхзвуковых пульсирующих детонационных прямоточных воздушно-реактивных двигателей, преимущественно при полете с числом Маха больше 6.The present invention relates to methods of functioning of supersonic pulsating detonation ramjet engines, mainly when flying with a Mach number of more than 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).A known method of functioning of a supersonic pulsating detonation ramjet engine, which consists in the fact that at the time of engine start supply fuel and initiate a detonation wave. Further engine operation is ensured sequentially periodically, changing the fuel supply, realizing a rich and poor air-fuel mixture in the combustion chamber and causing a change in the direction and velocity of the wave relative to the combustion chamber from its exit to the input through the rich mixture and in the opposite direction along the lean mixture, to the limit the case is in clean air, while maintaining the direction of movement of the wave against the stream (RF Patent 2157909, IPC 7
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.To ensure stabilization of combustion and completeness of fuel combustion, shock waves in a supersonic flow must propagate at a speed of at least 1000 m / s and with a high frequency, which is difficult to implement when implementing this method, because the frequency of wave generation is limited by the frequency of fuel supply, which depends on the capabilities of the fuel equipment. So, when the length of the combustion chamber is two meters, the fuel supply should change with a frequency of more than 1000 Hz. At lower frequencies, the wave can be carried outside the combustion chamber. Moreover, the greater the required fuel consumption, the more difficult it is to ensure a high frequency of fuel supply. This negatively affects the overall mass characteristics of the fuel equipment and complicates its design.
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.In addition, this method is difficult to implement when using hard-to-detonate kerosene-air mixture as fuel. For the organization of detonation in the entire stream of the mixture requires a powerful source of energy with a speed of its release, as in explosives.
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).There is also a known method of functioning of a supersonic pulsating detonation ramjet engine in which fuel is supplied to the main combustion chamber and a pulsating process is carried out in it. To create a pulsating process, a pre-chamber is used, which is installed at the entrance to the main chamber, part of the fuel is fed into it, a pulsating flow is obtained and imposed on the flow in the main combustion chamber. A tube pulsating detonation device (tube) is used as a pre-chamber, and an easily detonated oxygen-kerosene mixture is used as fuel (“Works of the leading aircraft engine building companies to create promising aircraft engines.” M.: TsIAM, 2004, pp. 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.However, tubular pulsating detonation devices have several disadvantages. These inlet devices use mechanical valves to facilitate knock control, which increases the complexity and cost of the device and also limits the knock frequency to 10 Hz, which cannot provide stable combustion in a supersonic flow. Low detonation frequencies can have a detrimental effect on the structural elements of the propulsion system, as knocks and vibrations are generated during detonations.
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.Moreover, tubular pulsating detonation devices do not work efficiently on commonly used aviation fuel - kerosene, because additional component is required - oxidizing gas, namely oxygen, which increases its detonation ability.
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.Also, this method does not allow you to create the required temperature in the main combustion chamber without additional heating of the air-fuel mixture, which ensures stable combustion in the supersonic stream of aviation fuel - kerosene.
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.The technical result to which the invention is directed is to ensure stable combustion in a supersonic stream of aviation fuel - kerosene without oxidizing gas, without preliminary heating of the air due to the complex effect of gas jets, shock waves that increase the temperature of the mixture in the main supersonic combustion chamber on the flow of the air-fuel mixture , and detonation waves, the frequency of which ensures their constant presence in it.
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.To achieve the named technical result, when implementing the method of functioning of a supersonic pulsating detonation ramjet engine, fuel is supplied to the main combustion chamber and a pulsating process is carried out in it. To implement the pulsating process, a pre-chamber is used, which is installed at the entrance to the main chamber, part of the fuel is fed into it, a pulsating flow is obtained and imposed on the flow in the main combustion chamber.
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.New in the invention is that the pre-chamber is made in the form of a spool chamber with a constant volume of fuel combustion, the number of cavities in which is selected in accordance with the required pulsation frequency in the main chamber. The pulsating stream obtained in the pre-chamber is separated and directed into the main chamber in axial and radial directions.
На прилагаемых чертежах изображено:The accompanying drawings show:
фиг.1 - сверхзвуковой пульсирующий детонационный прямоточный воздушно-реактивный двигатель, общий вид;figure 1 - supersonic pulsating detonation ramjet ramjet engine, General view;
фиг.2 - вид A фиг.1 - устройство для реализации способа.figure 2 is a view A figure 1 is a device for implementing the method.
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.A device for implementing the method comprises a
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.The pre-chamber 1 contains an
Способ осуществляется следующим образом.The method is as follows.
В основную камеру 3 из пилонов 2 подают топливо - авиационный керосин, часть топлива подают в предкамеру 1.In the
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.During the operation of the pre-chamber 1, the
В золотнике 11 происходит сгорание топлива при постоянном (закрытом) объеме, при этом давление повышается.In the
Для повышения реагирующей способности газовых струй в золотнике 11 может сжигаться переобогащенная топливовоздушная смесь с образованием в продуктах сгорания химически высокоактивного горючего.To increase the reactivity of gas jets in the
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.After fuel combustion, when the window of the working
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.Thus, in the main
Данный способ позволяет обеспечить стабилизацию горения в сверхзвуковом потоке авиационного топлива - керосина.This method allows for stabilization of combustion in a supersonic stream of aviation fuel - kerosene.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2012136793/06A RU2553589C2 (en) | 2012-08-28 | 2012-08-28 | Method of functioning of supersonic pulsing detonation straight-jet engine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2012136793/06A RU2553589C2 (en) | 2012-08-28 | 2012-08-28 | Method of functioning of supersonic pulsing detonation straight-jet engine |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2012136793A RU2012136793A (en) | 2014-03-10 |
RU2553589C2 true RU2553589C2 (en) | 2015-06-20 |
Family
ID=50191311
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2012136793/06A RU2553589C2 (en) | 2012-08-28 | 2012-08-28 | Method of functioning of supersonic pulsing detonation straight-jet engine |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2553589C2 (en) |
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 (en) * | 1983-04-18 | 1992-09-15 | Предприятие П/Я А-7970 | Combustion chamber for positive-displacement machine |
EP1138922A1 (en) * | 2000-03-31 | 2001-10-04 | General Electric Company | Combined cycle pulse detonation turbine engine |
RU2196906C2 (en) * | 2000-07-05 | 2003-01-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | Combustion chamber of gas turbine engine |
RU2197909C1 (en) * | 2001-06-29 | 2003-02-10 | Трубина Татьяна Борисовна | Method for surgical treatment in case of uterine descent and partial uterine prolapse in combination with hypertrophy and background diseases of uterine cervix |
RU2362033C2 (en) * | 2005-07-13 | 2009-07-20 | Владимир Николаевич Костюков | Pulse gas-turbine ejector engine (versions) |
-
2012
- 2012-08-28 RU RU2012136793/06A patent/RU2553589C2/en 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 (en) * | 1983-04-18 | 1992-09-15 | Предприятие П/Я А-7970 | Combustion chamber for positive-displacement machine |
EP1138922A1 (en) * | 2000-03-31 | 2001-10-04 | General Electric Company | Combined cycle pulse detonation turbine engine |
RU2196906C2 (en) * | 2000-07-05 | 2003-01-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | Combustion chamber of gas turbine engine |
RU2197909C1 (en) * | 2001-06-29 | 2003-02-10 | Трубина Татьяна Борисовна | Method for surgical treatment in case of uterine descent and partial uterine prolapse in combination with hypertrophy and background diseases of uterine cervix |
RU2362033C2 (en) * | 2005-07-13 | 2009-07-20 | Владимир Николаевич Костюков | Pulse gas-turbine ejector engine (versions) |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2012136793A (en) | 2014-03-10 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US6062018A (en) | Pulse detonation electrical power generation apparatus with water injection | |
US7637096B2 (en) | Pulse jet engine having pressure sensor means for controlling fuel delivery into a combustion chamber | |
US8683780B2 (en) | Gas turbine engine and pulse detonation combustion system | |
US9476399B1 (en) | Glow plug type acoustic resonance igniter | |
US8650856B2 (en) | Fluidic deflagration-to-detonation initiation obstacles | |
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 | |
CN106352372A (en) | Supersonic velocity detonation combustion chamber and explosion initiation and self-mastery control method thereof | |
RU2476705C1 (en) | Knocking ramjet engine and method of its operation | |
CN108869095B (en) | Boundary suction control method with stable and self-sustaining supersonic detonation | |
CN101806260A (en) | Multitube parallel pulse detonation combustion chamber and ignition detonation method thereof | |
Ivanov et al. | Hydrogen fueled detonation ramjet: Conceptual design and test fires at Mach 1.5 and 2.0 | |
CN104265506A (en) | Pulse detonation engine | |
Peng et al. | Experimental investigation on valveless air-breathing dual-tube pulse detonation engines | |
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 | |
RU2553589C2 (en) | Method of functioning of supersonic pulsing detonation straight-jet engine | |
US9217392B2 (en) | Vortex cannon with enhanced ring vortex generation | |
RU2446305C2 (en) | Supersonic ramjet engine with pulsating combustion and method of its operation | |
RU2529935C1 (en) | Hypersonic ramjet engine and concept of combustion | |
RU2432483C1 (en) | Intermittent detonation engine | |
CN107218155B (en) | A kind of pulse ignite in advance can steady operation detonation engine | |
Frolov et al. | Pulse-detonation burner unit operating on natural gas | |
RU52940U1 (en) | CAMERA OF THE PULSING DETONATION COMBUSTION ENGINE | |
RU2347097C1 (en) | Hypersonic pulse detonating engine and method of its functioning |