RU2704503C1

RU2704503C1 - Transformable rocket-air jet detonation combustion engine (versions)

Info

Publication number: RU2704503C1
Application number: RU2019102245A
Authority: RU
Inventors: Анатолий Михайлович Криштоп
Original assignee: Анатолий Михайлович Криштоп
Priority date: 2019-01-28
Filing date: 2019-01-28
Publication date: 2019-10-29

Abstract

FIELD: engines.

SUBSTANCE: transformable rocket air-jet detonation combustion engine is characterized by that it includes a transformable device for forming a gas-generator fuel-oxidant mixture, comprising an axisymmetric controlled air intake-mixer-gas generator, and a system for feeding at least one type of oxidiser, and also comprising an air compressor driven by a heat engine with an air receiver and a system for feeding compressed atmospheric air into an axisymmetric controlled air intake – a mixer – a gas generator, and also includes a pendulum-slide device for reactive detonation combustion. Central body of the axisymmetric controlled air intake has an invariable shape and is movable along the axis to change operating modes from complete closure of atmospheric air access at the inlet to partial or complete opening of atmospheric air inlet at the inlet. Pendulum-sliding device for reactive detonation combustion includes an antechamber of a pre-compressed gas-generator fuel-oxidant mixture and a detonation combustion system.

EFFECT: invention is aimed at improvement of efficient operation in a wide range of transformed operating modes.

12 cl, 3 dwg

Description

Заявленное изобретение относится к области комбинированных перестраиваемых ракетно-воздушно-реактивных двигателей детонационного горения, эффективно работающих в широком диапазоне - от нулевых до сверхзвуковых и далее до около космических скоростей, которые могут использоваться для дальнемагистральной атмосферной сверхзвуковой и/или около космической транспортной системы.The claimed invention relates to the field of combined tunable rocket-air-rocket engines of detonation combustion, efficiently operating in a wide range from zero to supersonic and further to near space speeds, which can be used for long-range atmospheric supersonic and / or near space transport system.

Из существующего уровня техники известен ракетно-прямоточный двигатель (РПД) - комбинированный двигатель, сочетающий принципы работы ракетного двигателя (жидкостного ракетного двигателя, ракетного двигателя твердого топлива) и прямоточного воздушно-реактивного двигателя. В ракетном двигателе (газогенераторе) при высоком давлении сжигается топливо с недостатком окислителя, и продукты неполного сгорания подаются через сопла в камеру сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя, где догорают в потоке воздуха, одновременно производя его эжекционное сжатие. Эффект эжекции и использование топлив с высокой теплотой сгорания позволяют увеличить лобовую тягу и понизить начальную скорость включения двигателя по сравнению с обычным прямоточным воздушно-реактивным двигателем. Теоретически РПД может иметь тягу на старте, но практически его целесообразно использовать, начиная со скорости, соответствующей Маха числу полета ММ>1-1,5, то есть со стартовым ускорителем. Эффект эжекции и дожигания топлива в тракте прямоточного воздушно-реактивного двигателя повышает экономичность (удельный импульс) РПД в несколько раз по сравнению с ракетными двигателями. Однако, как общий недостаток, по этому показателю РПД уступает обычному прямоточному воздушно-реактивному двигателю. Другие недостатки РПД: отсутствие возможности использования высокоэффективного детонационного горения, как известно, при взрывном (детонационном) сгорании фронт горения имеет скорость - около 2000 м/сек, по сравнению с нормальным горением, при котором фронт горения имеет скорость - около 20-40 м/сек, а также отсутствие «тяговой стенки», когда ударная детонационная волна, достигая тяговой стенки, рикошетирует от нее и значительно ускоряет большую часть продуктов детонации в сторону сопла для эффективного использования отраженной ударной детонационной волны, а также отсутствие возможности эффективно работать в широком диапазоне - от нулевых до сверхзвуковых и около космической скоростей летательных аппаратов.From the existing level of technology, a ramjet engine is known as a combined engine combining the principles of a rocket engine (liquid rocket engine, solid fuel rocket engine) and a ramjet engine. In a rocket engine (gas generator), fuel with an oxidizer deficiency is burned at high pressure, and products of incomplete combustion are fed through nozzles to the combustion chamber of a ramjet engine, where they burn out in the air stream, while simultaneously ejecting it. The ejection effect and the use of fuels with a high calorific value can increase the frontal thrust and lower the initial engine start-up speed compared to a conventional ramjet engine. Theoretically, the RPD can have traction at the start, but in practice it is advisable to use it, starting with a speed corresponding to Mach flight number MM> 1-1.5, that is, with a starting accelerator. The effect of ejection and afterburning of fuel in the path of a ramjet engine increases the efficiency (specific impulse) of the RPD several times in comparison with rocket engines. However, as a general drawback, in this indicator the RPD is inferior to a conventional ramjet engine. Other disadvantages of RPD: the inability to use highly efficient detonation combustion, as is known, during explosive (detonation) combustion, the combustion front has a speed of about 2000 m / s, compared with normal combustion, in which the combustion front has a speed of about 20-40 m / sec, as well as the absence of a “traction wall”, when the shock detonation wave, reaching the traction wall, ricochets from it and significantly accelerates most of the detonation products towards the nozzle for the effective use of the reflected shock national wave, as well as the lack of the ability to work effectively in a wide range - from zero to supersonic and near space speeds of aircraft.

Из существующего уровня техники известны также схемы устройств воздушно-реактивного детонационного горения - условно называемые «клапанная» и «бесклапанная» для пульсирующих двигателей и так называемая «спиновая» схема для ротационных детонационных двигателей отличающуюся от пульсирующих тем, что детонационное горение топливной смеси в них происходит непрерывно - фронт горения перемещается в кольцевой камере сгорания, в которой топливная смесь постоянно обновляется в «двигателях непрерывной детонации».Circuitry devices for air-reactive detonation combustion are also known from the existing level of technology — conventionally called “valve” and “valveless” for pulsating engines and the so-called “spin” scheme for rotational detonation engines, which differs from pulsating ones in that detonation combustion of the fuel mixture in them continuously - the combustion front moves in an annular combustion chamber, in which the fuel mixture is constantly updated in "continuous detonation engines".

Основное отличие этих схем детонационного горения заключается в способе управления процессами наполнения камеры сгорания топливовоздушной смесью и освобождения от продуктов сгорания. В клапанных многокамерных схемах эти процессы управляются с помощью вращающихся клапанов или клапанов иных типов. Недостатки клапанных пульсирующих детонационных двигателей: обязательное использование дорогих материалов несгораемых стенок и клапанов, малая частота повторения циклов, связанная с трудностью обеспечения заданного ресурса работы, при котором клапаны в таком двигателе должны работать с высокой частотой (порядка 100 Гц), сложность конструкции синхронизации работы клапанов, которые отвечают за подачу топливной смеси, а также непосредственно самими циклами детонационного горения, а также отсутствие возможности эффективно работать в комбинированных двигателях в широком диапазоне - от нулевых до сверхзвуковых и около космических скоростей летательных аппаратов.The main difference between these detonation combustion schemes is the way they control the processes of filling the combustion chamber with a fuel-air mixture and freeing it from combustion products. In multi-chamber valve circuits, these processes are controlled by rotary valves or other types of valves. Disadvantages of valve pulsating detonation engines: the obligatory use of expensive materials of fireproof walls and valves, a low cycle rate associated with the difficulty of providing a given service life, at which the valves in such an engine must work at a high frequency (about 100 Hz), the design complexity of valve synchronization which are responsible for the supply of the fuel mixture, as well as directly by the detonation combustion cycles themselves, as well as the inability to work effectively in binarized engines in a wide range - from zero to supersonic and near space speeds of aircraft.

В известных бесклапанных схемах детонационного горения эти процессы связаны только с динамикой изменения давления в камере сгорания, Недостатки: сложность систем регулирования, поддержания или изменения детонационного горения и режимов их работы при сохранении прежней экономичности работы устройства, отсутствие «тяговой стенки», когда ударная детонационная волна, достигая тяговой стенки, рикошетирует от нее и значительно ускоряет большую часть продуктов детонации в сторону сопла для эффективного использования отраженной ударной детонационной волны, а также отсутствие возможности эффективно работать в комбинированных двигателях в широком диапазоне - от нулевых до сверхзвуковых и около космических скоростей летательных аппаратов.In known valveless detonation combustion schemes, these processes are associated only with the dynamics of pressure changes in the combustion chamber. Disadvantages: the complexity of control systems, maintenance or changes in detonation combustion and their operating modes while maintaining the former efficiency of the device, the absence of a “traction wall” when the detonation shock wave reaching the traction wall, ricochets from it and significantly accelerates most of the detonation products towards the nozzle for the effective use of the reflected shock tonatsionnoy wave and also lack of ability to work efficiently in combined engines in a wide range - from zero to supersonic velocity and about the space aircraft.

Наиболее близким по технической сущности к заявленному техническому решению является патент на полезную модель RU 164690 от 22.03.2016 (автор Криштоп Анатолий Михайлович) и поэтому принятым за прототип, в котором описано «Маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения», характеризующееся тем, что включает в себя систему подачи воздуха, использующую, как минимум один источник предварительно сжатого воздуха, систему подачи топлива, использующую, как минимум, один вид топлива, и систему детонационного горения, состоящую из динамичной камеры газогенерации, керамической камеры сгорания, с, как минимум, двумя отдельными устройствами запуска процесса детонационного горения, работающими, как минимум, от основной топливной системы, выходного сопла и маятникового керамического шибера, расположенного внутри системы детонационного горения, ось которого имеет возможность фиксации его в среднем положении, для разделения системы детонационного горения в продольном сечении на две равные симметричные незапертые области в нерабочем режиме, и возможность ограниченных поворотов в крайние положения керамического шибера в рабочем режиме, для разделения системы детонационного горения в продольном сечении на две поочередно динамично запираемые в противофазе области системы детонационного горения, одна из которых открыта со стороны подачи топливовоздушной смеси и заперта в сторону выходного сопла, а другая в противофазе, заперта со стороны подачи топливно-воздушной смеси и открыта в сторону выходного сопла, а также включает в себя как минимум одно стартерное устройство, которое имеет возможность ограниченно поворачивать ось маятникового керамического шибера в его крайние положения, а также фиксировать ось маятникового керамического шибера в его среднем положении. Недостатки прототипа: отсутствие возможности эффективно работать в широком диапазоне - от нулевых до сверхзвуковых и около космических скоростей летательных аппаратов.The closest in technical essence to the claimed technical solution is a patent for utility model RU 164690 dated 03/22/2016 (author Krishtop Anatoly Mikhailovich) and therefore adopted as a prototype, which describes the “Pendulum-slide device for reactive detonation combustion”, characterized in that it includes an air supply system using at least one source of pre-compressed air, a fuel supply system using at least one type of fuel, and a detonation combustion system consisting of din an egg gas generation chamber, a ceramic combustion chamber, with at least two separate detonation combustion process start devices, operating at least from the main fuel system, the output nozzle and the swingarm ceramic gate located inside the detonation combustion system, the axis of which has the possibility of fixing it in the middle position, for the separation of the detonation combustion system in the longitudinal section into two equal symmetrical unlocked areas in the idle mode, and the possibility of limited orot to the extreme positions of the ceramic gate in the operating mode, for separating the detonation combustion system in the longitudinal section into two alternately dynamically locked in antiphase regions of the detonation combustion system, one of which is open on the supply side of the air-fuel mixture and locked towards the outlet nozzle, and the other in antiphase , locked on the supply side of the air-fuel mixture and open towards the outlet nozzle, and also includes at least one starter device, which is limited about turning axle pendulum ceramic slide in its end positions as well as to fix the pendulum axle ceramic slide in its middle position. The disadvantages of the prototype: the lack of the ability to work effectively in a wide range - from zero to supersonic and near space speeds of aircraft.

Таким образом, остается актуальной задача создания трансформируемого ракетно-воздушно-реактивного двигателя детонационного горения, способного трансформироваться для эффективной работы в широком диапазоне трансформируемых режимов работы - от нулевых до сверхзвуковых и около космических скоростей летательных аппаратов на переменных режимах как ракетного двигателя детонационного горения или переменных режимах как воздушно-реактивного двигателя детонационного горения, способного весьма эффективно и полноценно сжигать очень бедную топливо-окислительную смесь при значительном и гарантированном коэффициенте избытка воздуха или другого окислителя в неохлаждаемой керамической камере сгорания, доведенной до «белого каления» с температурой стенки в 1300-1500°С, где в условиях запираемого (неизменного объема) на время начала «детонационного взрыва» паров топливо-окислительной смеси, гарантированно и полноценно будет сгорать очень бедная топливо-окислительная смесь при средней степени ее предварительного (до начала рабочего цикла) сжатия, с обязательным наличием «тяговой стенки» на всех переменных режимах как ракетного двигателя детонационного горения или переменных режимах как воздушно-реактивного двигателя детонационного горения, когда ударная детонационная волна, достигая тяговой стенки, рикошетирует от нее и значительно ускоряет большую часть продуктов детонации в сторону сопла для эффективного использования отраженной ударной детонационной волны.Thus, the task of creating a transformable rocket-air-jet jet engine of detonation combustion, capable of transforming for efficient operation in a wide range of transformable operating modes - from zero to supersonic and near space speeds of aircraft in variable modes such as a rocket engine of detonation combustion or variable modes, remains relevant. as an air-jet engine of detonation combustion, capable of very efficiently and fully burning the very poor a fuel-oxidizing mixture with a significant and guaranteed coefficient of excess air or another oxidizing agent in an uncooled ceramic combustion chamber, brought to "white heat" with a wall temperature of 1300-1500 ° C, where in conditions of a locked (constant volume) for the time the "detonation explosion" starts "Fuel-oxidizing mixture vapors, guaranteed to be fully burned very poor fuel-oxidizing mixture with an average degree of its preliminary (before the start of the work cycle) compression, with the obligatory presence of" traction “wall” in all variable modes as a rocket engine of detonation combustion or variable modes as an air-jet engine of detonation combustion, when the detonation shock wave, reaching the traction wall, ricochet from it and significantly accelerates most of the detonation products towards the nozzle for efficient use of the reflected shock detonation wave.

Задачей достижения технического результата, на который направлено заявленное изобретение, является создание трансформируемого ракетно-воздушно-реактивного двигателя детонационного горения, способного трансформироваться для эффективной работы в широком диапазоне трансформируемых режимов работы - от нулевых до сверхзвуковых и около космических скоростей летательных аппаратов на переменных режимах как ракетного двигателя детонационного горения или переменных режимах как воздушно-реактивного двигателя детонационного горения, способного весьма эффективно и полноценно сжигать очень бедную топливо-окислительную смесь при значительном и гарантированном коэффициенте избытка воздуха или другого окислителя в неохлаждаемой керамической камере сгорания, доведенной до «белого каления» с температурой стенки в 1300-1500°С, где в условиях запираемого (неизменного объема) на время начала «детонационного взрыва» паров топливо-окислительной смеси, гарантированно и полноценно будет сгорать очень бедная топливо-окислительная смесь при средней степени ее предварительного (до начала рабочего цикла) сжатия, с обязательным наличием «тяговой стенки» на всех переменных режимах как ракетного двигателя детонационного горения или переменных режимах как воздушно-реактивного двигателя детонационного горения, когда ударная детонационная волна, достигая тяговой стенки, рикошетирует от нее и значительно ускоряет большую часть продуктов детонации в сторону сопла для эффективного использования отраженной ударной детонационной волны.The objective of achieving the technical result to which the claimed invention is directed is to create a transformable rocket-air-jet jet engine of detonation combustion, capable of being transformed for efficient operation in a wide range of transformable operating modes - from zero to supersonic and near space speeds of aircraft in variable modes like rocket detonation combustion engine or variable modes as an air-jet detonation combustion engine, spos In addition, it is very efficient and full-fledged to burn a very poor fuel-oxidizing mixture with a significant and guaranteed coefficient of excess air or other oxidizing agent in an uncooled ceramic combustion chamber, brought to “white heat” with a wall temperature of 1300-1500 ° С, where, under conditions of a lockable (unchanged volume) at the time of the start of the “detonation explosion” of the vapors of the fuel-oxidizing mixture, a very poor fuel-oxidizing mixture will be guaranteed and fully burned with an average degree of its preliminary (up to of the working cycle) compression, with the obligatory presence of a “traction wall” in all variable modes as a detonation combustion rocket engine or variable modes as an air-jet detonation combustion engine, when the shock detonation wave, reaching the traction wall, ricochet from it and significantly accelerates most of detonation products towards the nozzle for the efficient use of the reflected shock detonation wave.

Указанная задача (достижение технического результата) решается тем, что предложен трансформируемый ракетно-воздушно-реактивный двигатель детонационного горения, характеризующийся тем, что включает в себя трансформируемое устройство формирования газогенераторной топливо-окислительной смеси, содержащее осесимметричный регулируемый воздухозаборник - смеситель - газогенератор, центральное тело которого, неизменяемой формы, имеет возможность перемещения вдоль оси для изменения режимов работы от полного закрытия доступа атмосферного воздуха на входе до частичного или полного открытия доступа атмосферного воздуха на входе, а также, содержащее систему подачи, как минимум, одного вида топлива, и систему подачи, как минимум, одного вида окислителя, а также, содержащее воздушный компрессор с приводом от теплового двигателя с воздушным ресивером и системой подачи сжатого атмосферного воздуха в осесимметричный регулируемый воздухозаборник - смеситель - газогенератор, а также включает в себя маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения, содержащее форкамеру предварительно сжатой газогенераторной топливо-окислительной смеси и систему детонационного горения, состоящую из динамичной камеры газогенерации, керамической камеры сгорания, с, как минимум, двумя отдельными устройствами запуска процесса детонационного горения и двумя отдельными устройствами подачи окислителя, работающими от системы подачи, как минимум, одного вида окислителя, выходного сопла и маятникового керамического шибера, расположенного внутри системы детонационного горения, ось которого имеет возможность фиксации его в среднем положении, для разделения системы детонационного горения в продольном сечении на две равные симметричные незапертые области в нерабочем режиме, и возможность ограниченных поворотов в крайние положения керамического шибера в рабочем режиме, для разделения системы детонационного горения в продольном сечении на две поочередно динамично запираемые в противофазе области системы детонационного горения, одна из которых открыта со стороны подачи газогенераторной топливо-окислительной смеси и заперта в сторону выходного сопла, а другая в противофазе, заперта со стороны подачи газогенераторной топливо-окислительной смеси и открыта в сторону выходного сопла, а также включает в себя как минимум одно стартерное устройство, которое имеет возможность ограниченно поворачивать ось маятникового керамического шибера в его крайние положения, а также фиксировать ось маятникового керамического шибера в его среднем положении.The indicated problem (achievement of the technical result) is solved by the fact that a transformable rocket-air-jet jet engine of detonation combustion is proposed, characterized in that it includes a transformable device for generating a gas-generating fuel-oxidizing mixture containing an axisymmetric adjustable air intake - mixer - gas generator, the central body of which , unchanged form, has the ability to move along the axis to change operating modes from completely blocking atmospheric access air at the inlet to partially or completely open the access of atmospheric air at the inlet, as well as containing a supply system of at least one type of fuel and a supply system of at least one type of oxidizer, as well as containing an air compressor driven by a heat engine with an air receiver and a system for supplying compressed atmospheric air to an axisymmetric adjustable air intake - mixer - gas generator, and also includes a pendulum-vane device for reactive detonation combustion containing a fork an amer of a precompressed gas-generating fuel-oxidizing mixture and a detonation combustion system consisting of a dynamic gas generation chamber, a ceramic combustion chamber, with at least two separate detonation combustion process start devices and two separate oxidizer supply devices operating from a supply system, at least one type of oxidizing agent, outlet nozzle and pendulum ceramic gate located inside the detonation combustion system, the axis of which can be fixed in the middle position, for dividing the detonation combustion system in the longitudinal section into two equal symmetrical unlocked areas in the idle mode, and the possibility of limited rotations to the extreme positions of the ceramic gate in the operating mode, for dividing the detonation combustion system in the longitudinal section into two alternately dynamically locked antiphase of the area of the detonation combustion system, one of which is open on the supply side of the gas-generating fuel-oxidizing mixture and locked towards the outlet nozzle, and the other in antiphase, locked on the supply side of the gas-generating fuel-oxidizing mixture and open towards the outlet nozzle, and also includes at least one starter device, which has the ability to rotate the axis of the pendulum ceramic gate to its extreme positions, as well as fix the axis pendulum ceramic gate in its middle position.

Указанная задача (достижение технического результата) решается также тем, что предложен трансформируемый ракетно-воздушно-реактивный двигатель детонационного горения, характеризующийся тем, что включает в себя трансформируемое устройство формирования газогенераторной топливо-окислительной смеси, содержащее осесимметричный регулируемый воздухозаборник - смеситель - газогенератор, центральное тело которого, изменяемой формы, имеет возможность перемещения вдоль оси для изменения режимов работы от полного закрытия доступа атмосферного воздуха на входе до частичного или полного открытия доступа атмосферного воздуха на входе, а также, содержащее систему подачи, как минимум, одного вида топлива, и систему подачи, как минимум, одного вида окислителя, а также, содержащее воздушный компрессор с приводом от теплового двигателя с воздушным ресивером и системой подачи сжатого атмосферного воздуха в осесимметричный регулируемый воздухозаборник - смеситель - газогенератор, а также включает в себя маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения, содержащее форкамеру предварительно сжатой газогенераторной топливо-окислительной смеси и систему детонационного горения, состоящую из динамичной камеры газогенерации, керамической камеры сгорания, с, как минимум, двумя отдельными устройствами запуска процесса детонационного горения и двумя отдельными устройствами подачи окислителя, работающими от системы подачи, как минимум, одного вида окислителя, выходного сопла и маятникового керамического шибера, расположенного внутри системы детонационного горения, ось которого имеет возможность фиксации его в среднем положении, для разделения системы детонационного горения в продольном сечении на две равные симметричные незапертые области в нерабочем режиме, и возможность ограниченных поворотов в крайние положения керамического шибера в рабочем режиме, для разделения системы детонационного горения в продольном сечении на две поочередно динамично запираемые в противофазе области системы детонационного горения, одна из которых открыта со стороны подачи газогенераторной топливо-окислительной смеси и заперта в сторону выходного сопла, а другая в противофазе, заперта со стороны подачи газогенераторной топливо-окислительной смеси и открыта в сторону выходного сопла, а также включает в себя как минимум одно стартерное устройство, которое имеет возможность ограниченно поворачивать ось маятникового керамического шибера в его крайние положения, а также фиксировать ось маятникового керамического шибера в его среднем положении.The indicated problem (achievement of the technical result) is also solved by the fact that a transformable rocket-air-jet jet engine of detonation combustion is proposed, characterized in that it includes a transformable device for forming a gas-generating fuel-oxidizing mixture containing an axisymmetric adjustable air intake - mixer - gas generator, central body which, of variable shape, has the ability to move along the axis to change operating modes from completely blocking atmospheric access air at the inlet to partially or completely open the access of atmospheric air at the inlet, as well as containing a supply system of at least one type of fuel, and a supply system of at least one type of oxidizer, as well as containing an air compressor driven by a thermal engine with an air receiver and a system for supplying compressed atmospheric air to an axisymmetric adjustable air intake - mixer - gas generator, and also includes a pendulum-gate device for reactive detonation combustion, containing a precompressed gas-generating fuel-oxidation mixture chamber and a detonation combustion system consisting of a dynamic gas generation chamber, a ceramic combustion chamber, with at least two separate detonation combustion process triggers and two separate oxidizer feed devices, operating from at least a feed system one type of oxidizing agent, exit nozzle and pendulum ceramic gate located inside the detonation combustion system, the axis of which has the possibility of fixing and it in the middle position, for dividing the detonation combustion system in the longitudinal section into two equal symmetrical unlocked areas in the idle mode, and the possibility of limited rotations to the extreme positions of the ceramic gate in the operating mode, for dividing the detonation combustion system in the longitudinal section into two alternately dynamically locked in antiphase, the areas of the detonation combustion system, one of which is open from the supply side of the gas-generating fuel-oxidizing mixture and locked towards the outlet floor, and the other in antiphase, locked from the supply side of the gas-generating fuel-oxidizing mixture and open towards the outlet nozzle, and also includes at least one starter device, which has the ability to rotate the axis of the pendulum ceramic gate to its extreme positions, as well as fix the axis of the pendulum ceramic gate in its middle position.

Указанная задача (достижение технического результата) решается также тем, что предложен трансформируемый ракетно-воздушно-реактивный двигатель детонационного горения, характеризующийся тем, что включает в себя трансформируемое устройство формирования газогенераторной топливо-окислительной смеси, содержащее осесимметричный регулируемый воздухозаборник - смеситель - газогенератор, центральное тело которого, неизменяемой формы, имеет возможность перемещения вдоль оси для изменения режимов работы от полного закрытия доступа атмосферного воздуха на входе до частичного или полного открытия доступа атмосферного воздуха на входе, а также, содержащее систему подачи, как минимум, одного вида топлива, и систему подачи, как минимум, одного вида окислителя, а также, содержащее воздушный компрессор с приводом от электродвигателя с воздушным ресивером и системой подачи сжатого атмосферного воздуха в осесимметричный регулируемый воздухозаборник - смеситель - газогенератор, а также включает в себя маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения, содержащее форкамеру предварительно сжатой газогенераторной топливо-окислительной смеси и систему детонационного горения, состоящую из динамичной камеры газогенерации, керамической камеры сгорания, с, как минимум, двумя отдельными устройствами запуска процесса детонационного горения и двумя отдельными устройствами подачи окислителя, работающими от системы подачи, как минимум, одного вида окислителя, выходного сопла и маятникового керамического шибера, расположенного внутри системы детонационного горения, ось которого имеет возможность фиксации его в среднем положении, для разделения системы детонационного горения в продольном сечении на две равные симметричные незапертые области в нерабочем режиме, и возможность ограниченных поворотов в крайние положения керамического шибера в рабочем режиме, для разделения системы детонационного горения в продольном сечении на две поочередно динамично запираемые в противофазе области системы детонационного горения, одна из которых открыта со стороны подачи газогенераторной топливо-окислительной смеси и заперта в сторону выходного сопла, а другая в противофазе, заперта со стороны подачи газогенераторной топливо-окислительной смеси и открыта в сторону выходного сопла, а также включает в себя как минимум одно стартерное устройство, которое имеет возможность ограниченно поворачивать ось маятникового керамического шибера в его крайние положения, а также фиксировать ось маятникового керамического шибера в его среднем положении, а выходное сопло содержит МГД генератор.The indicated problem (achievement of the technical result) is also solved by the fact that a transformable rocket-air-jet jet engine of detonation combustion is proposed, characterized in that it includes a transformable device for forming a gas-generating fuel-oxidizing mixture containing an axisymmetric adjustable air intake - mixer - gas generator, central body which, of unchanged form, has the ability to move along the axis to change operating modes from completely blocking access to the atmosphere air at the inlet to partially or completely open the access of atmospheric air at the inlet, as well as containing a supply system of at least one type of fuel and a supply system of at least one type of oxidizer, as well as containing an air compressor driven by an electric motor with an air receiver and a system for supplying compressed atmospheric air to an axisymmetric adjustable air intake - mixer - gas generator, and also includes a pendulum-vane device for reactive detonation combustion containing a precompressed gas-generating fuel-oxidation mixture chamber and a detonation combustion system consisting of a dynamic gas generation chamber, a ceramic combustion chamber, with at least two separate detonation combustion process triggers and two separate oxidizer feed devices, operating from at least a feed system one type of oxidizing agent, outlet nozzle and pendulum ceramic gate located inside the detonation combustion system, the axis of which has the possibility of fixing and it in the middle position, for dividing the detonation combustion system in the longitudinal section into two equal symmetrical unlocked areas in the idle mode, and the possibility of limited rotations to the extreme positions of the ceramic gate in the operating mode, for dividing the detonation combustion system in the longitudinal section into two alternately dynamically locked in antiphase, the areas of the detonation combustion system, one of which is open from the supply side of the gas-generating fuel-oxidizing mixture and locked towards the outlet la, and the other in antiphase, is locked on the supply side of the gas-generating fuel-oxidizing mixture and is open towards the outlet nozzle, and also includes at least one starter device, which has the ability to rotate the axis of the pendulum ceramic gate to its extreme positions, as well as fix the axis of the pendulum ceramic gate in its middle position, and the output nozzle contains an MHD generator.

Указанная задача (достижение технического результата) решается также тем, что предложен трансформируемый ракетно-воздушно-реактивный двигатель детонационного горения, характеризующийся тем, что включает в себя трансформируемое устройство формирования газогенераторной топливо-окислительной смеси, содержащее осесимметричный регулируемый воздухозаборник - смеситель - газогенератор, центральное тело которого, изменяемой формы, имеет возможность перемещения вдоль оси для изменения режимов работы от полного закрытия доступа атмосферного воздуха на входе до частичного или полного открытия доступа атмосферного воздуха на входе, а также, содержащее систему подачи, как минимум, одного вида топлива, и систему подачи, как минимум, одного вида окислителя, а также, содержащее воздушный компрессор с приводом от электродвигателя с воздушным ресивером и системой подачи сжатого атмосферного воздуха в осесимметричный регулируемый воздухозаборник - смеситель - газогенератор, а также включает в себя маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения, содержащее форкамеру предварительно сжатой газогенераторной топливо-окислительной смеси и систему детонационного горения, состоящую из динамичной камеры газогенерации, керамической камеры сгорания, с, как минимум, двумя отдельными устройствами запуска процесса детонационного горения и двумя отдельными устройствами подачи окислителя, работающими от системы подачи, как минимум, одного вида окислителя, выходного сопла и маятникового керамического шибера, расположенного внутри системы детонационного горения, ось которого имеет возможность фиксации его в среднем положении, для разделения системы детонационного горения в продольном сечении на две равные симметричные незапертые области в нерабочем режиме, и возможность ограниченных поворотов в крайние положения керамического шибера в рабочем режиме, для разделения системы детонационного горения в продольном сечении на две поочередно динамично запираемые в противофазе области системы детонационного горения, одна из которых открыта со стороны подачи газогенераторной топливо-окислительной смеси и заперта в сторону выходного сопла, а другая в противофазе, заперта со стороны подачи газогенераторной топливо-окислительной смеси и открыта в сторону выходного сопла, а также включает в себя как минимум одно стартерное устройство, которое имеет возможность ограниченно поворачивать ось маятникового керамического шибера в его крайние положения, а также фиксировать ось маятникового керамического шибера в его среднем положении, а выходное сопло содержит МГД генератор.The indicated problem (achievement of the technical result) is also solved by the fact that a transformable rocket-air-jet jet engine of detonation combustion is proposed, characterized in that it includes a transformable device for forming a gas-generating fuel-oxidizing mixture containing an axisymmetric adjustable air intake - mixer - gas generator, central body which, of variable shape, has the ability to move along the axis to change operating modes from completely blocking atmospheric access air at the inlet to partially or completely open the access of atmospheric air at the inlet, as well as containing a supply system of at least one type of fuel and a supply system of at least one type of oxidizer, as well as containing an air compressor driven by an electric motor with an air receiver and a system for supplying compressed atmospheric air to an axisymmetric adjustable air intake - mixer - gas generator, and also includes a pendulum-gate device for reactive detonation combustion containing a chamber of a precompressed gas-generating fuel-oxidizing mixture and a detonation combustion system consisting of a dynamic gas generation chamber, a ceramic combustion chamber, with at least two separate detonation combustion process triggers and two separate oxidizer feed devices operating from a supply system, at least one type of oxidizing agent, outlet nozzle and pendulum ceramic gate located inside the detonation combustion system, the axis of which can be fixed in the middle position, for dividing the detonation combustion system in the longitudinal section into two equal symmetrical unlocked regions in the idle mode, and the possibility of limited rotations to the extreme positions of the ceramic gate in the operating mode, for dividing the detonation combustion system in the longitudinal section into two alternately dynamically locked out of phase region of the detonation combustion system, one of which is open on the supply side of the gas-generating fuel-oxidizing mixture and locked to the side of the outlet nozzle and the other in antiphase, locked on the supply side of the gas-generating fuel-oxidizing mixture and open towards the outlet nozzle, and also includes at least one starter device, which has the ability to rotate the axis of the pendulum ceramic gate to its extreme positions, as well as fix the axis of the pendulum ceramic gate in its middle position, and the output nozzle contains an MHD generator.

Указанная задача (достижение технического результата) решается также тем, что предложен трансформируемый ракетно-воздушно-реактивный двигатель детонационного горения, характеризующийся тем, что включает в себя трансформируемое устройство формирования газогенераторной топливо-окислительной смеси, содержащее осесимметричный регулируемый воздухозаборник - смеситель - газогенератор, центральное тело которого, неизменяемой формы, имеет возможность перемещения вдоль оси для изменения режимов работы от полного закрытия доступа атмосферного воздуха на входе до частичного или полного открытия доступа атмосферного воздуха на входе, а также, содержащее систему подачи, как минимум, одного вида топлива, и систему подачи, как минимум, одного вида окислителя, а также, содержащее воздушный компрессор с комплексным приводом от теплового двигателя и электродвигателя с воздушным ресивером и системой подачи сжатого атмосферного воздуха в осесимметричный регулируемый воздухозаборник - смеситель - газогенератор, а также включает в себя маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения, содержащее форкамеру предварительно сжатой газогенераторной топливо-окислительной смеси и систему детонационного горения, состоящую из динамичной камеры газогенерации, керамической камеры сгорания, с, как минимум, двумя отдельными устройствами запуска процесса детонационного горения и двумя отдельными устройствами подачи окислителя, работающими от системы подачи, как минимум, одного вида окислителя, выходного сопла и маятникового керамического шибера, расположенного внутри системы детонационного горения, ось которого имеет возможность фиксации его в среднем положении, для разделения системы детонационного горения в продольном сечении на две равные симметричные незапертые области в нерабочем режиме, и возможность ограниченных поворотов в крайние положения керамического шибера в рабочем режиме, для разделения системы детонационного горения в продольном сечении на две поочередно динамично запираемые в противофазе области системы детонационного горения, одна из которых открыта со стороны подачи газогенераторной топливо-окислительной смеси и заперта в сторону выходного сопла, а другая в противофазе, заперта со стороны подачи газогенераторной топливо-окислительной смеси и открыта в сторону выходного сопла, а также включает в себя как минимум одно стартерное устройство, которое имеет возможность ограниченно поворачивать ось маятникового керамического шибера в его крайние положения, а также фиксировать ось маятникового керамического шибера в его среднем положении, а выходное сопло содержит МГД генератор.The indicated problem (achievement of the technical result) is also solved by the fact that a transformable rocket-air-jet jet engine of detonation combustion is proposed, characterized in that it includes a transformable device for forming a gas-generating fuel-oxidizing mixture containing an axisymmetric adjustable air intake - mixer - gas generator, central body which, of unchanged form, has the ability to move along the axis to change operating modes from completely blocking access to the atmosphere air at the inlet to partially or completely open the access of atmospheric air at the inlet, as well as containing a supply system of at least one type of fuel, and a supply system of at least one type of oxidizer, and also containing an air compressor with a complex drive from a heat engine and an electric motor with an air receiver and a system for supplying compressed atmospheric air to an axisymmetric adjustable air intake - mixer - gas generator, and also includes a pendulum-vane device for reactive tone combustion, comprising a prechamber of a precompressed gas-generating fuel-oxidizing mixture and a detonation combustion system consisting of a dynamic gas generation chamber, a ceramic combustion chamber, with at least two separate detonation combustion process triggers and two separate oxidizer feed devices, operating from the feed system at least one type of oxidizing agent, exit nozzle and pendulum ceramic gate located inside the detonation combustion system, axis which has the ability to fix it in the middle position, for dividing the detonation combustion system in the longitudinal section into two equal symmetrical unlocked areas in the idle mode, and the possibility of limited rotations to the extreme positions of the ceramic gate in the operating mode, for dividing the detonation combustion system in the longitudinal section into two alternately dynamically locked in antiphase regions of the detonation combustion system, one of which is open on the supply side of the gas-generating fuel-oxidative mixture and it is locked in the direction of the outlet nozzle, and the other in antiphase, locked on the supply side of the gas-generating fuel-oxidizing mixture and is open in the direction of the outlet nozzle, and also includes at least one starter device, which has the ability to rotate the axis of the pendulum ceramic gate in a limited way its extreme positions, as well as fix the axis of the pendulum ceramic gate in its middle position, and the output nozzle contains an MHD generator.

Указанная задача (достижение технического результата) решается также тем, что предложен трансформируемый ракетно-воздушно-реактивный двигатель детонационного горения, характеризующийся тем, что включает в себя трансформируемое устройство формирования газогенераторной топливо-окислительной смеси, содержащее осесимметричный регулируемый воздухозаборник - смеситель - газогенератор, центральное тело которого, изменяемой формы, имеет возможность перемещения вдоль оси для изменения режимов работы от полного закрытия доступа атмосферного воздуха на входе до частичного или полного открытия доступа атмосферного воздуха на входе, а также, содержащее систему подачи, как минимум, одного вида топлива, и систему подачи, как минимум, одного вида окислителя, а также, содержащее воздушный компрессор с комплексным приводом от теплового двигателя и электродвигателя с воздушным ресивером и системой подачи сжатого атмосферного воздуха в осесимметричный регулируемый воздухозаборник - смеситель - газогенератор, а также включает в себя маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения, содержащее форкамеру предварительно сжатой газогенераторной топливо-окислительной смеси и систему детонационного горения, состоящую из динамичной камеры газогенерации, керамической камеры сгорания, с, как минимум, двумя отдельными устройствами запуска процесса детонационного горения и двумя отдельными устройствами подачи окислителя, работающими от системы подачи, как минимум, одного вида окислителя, выходного сопла и маятникового керамического шибера, расположенного внутри системы детонационного горения, ось которого имеет возможность фиксации его в среднем положении, для разделения системы детонационного горения в продольном сечении на две равные симметричные незапертые области в нерабочем режиме, и возможность ограниченных поворотов в крайние положения керамического шибера в рабочем режиме, для разделения системы детонационного горения в продольном сечении на две поочередно динамично запираемые в противофазе области системы детонационного горения, одна из которых открыта со стороны подачи газогенераторной топливо-окислительной смеси и заперта в сторону выходного сопла, а другая в противофазе, заперта со стороны подачи газогенераторной топливо-окислительной смеси и открыта в сторону выходного сопла, а также включает в себя как минимум одно стартерное устройство, которое имеет возможность ограниченно поворачивать ось маятникового керамического шибера в его крайние положения, а также фиксировать ось маятникового керамического шибера в его среднем положении, а выходное сопло содержит МГД генератор.The indicated problem (achievement of the technical result) is also solved by the fact that a transformable rocket-air-jet jet engine of detonation combustion is proposed, characterized in that it includes a transformable device for forming a gas-generating fuel-oxidizing mixture containing an axisymmetric adjustable air intake - mixer - gas generator, central body which, of variable shape, has the ability to move along the axis to change operating modes from completely blocking atmospheric access air at the inlet to partially or completely open the access of atmospheric air at the inlet, as well as containing a supply system of at least one type of fuel, and a supply system of at least one type of oxidizer, and also containing an air compressor with a complex drive from a heat engine and an electric motor with an air receiver and a system for supplying compressed atmospheric air to an axisymmetric adjustable air intake - mixer - gas generator, and also includes a pendulum-slide device for reactive children national combustion, comprising a prechamber of a pre-compressed gas-generating fuel-oxidizing mixture and a detonation combustion system, consisting of a dynamic gas generation chamber, a ceramic combustion chamber, with at least two separate detonation combustion process start devices and two separate oxidizer feed devices operating from the feed system at least one type of oxidizing agent, outlet nozzle and pendulum ceramic gate located inside the detonation combustion system, axis k which has the ability to fix it in the middle position, for dividing the detonation combustion system in the longitudinal section into two equal symmetrical unlocked areas in the idle mode, and the possibility of limited rotations to the extreme positions of the ceramic gate in the operating mode, for dividing the detonation combustion system in the longitudinal section into two alternately dynamically locked in antiphase regions of the detonation combustion system, one of which is open on the supply side of the gas-generating fuel-oxidizing mixture and locked to the side of the outlet nozzle, and the other in antiphase, locked from the supply side of the gas-generating fuel-oxidizing mixture and open to the side of the outlet nozzle, and also includes at least one starter device, which has the ability to rotate the axis of the pendulum ceramic gate to its limits extreme positions, as well as fix the axis of the pendulum ceramic gate in its middle position, and the output nozzle contains an MHD generator.

Другим отличием исполнения является то, что подвижный маятниковый керамический шибер работает с минимальным зазором без трения между торцевыми поверхностями керамической камеры сгорания без уплотнений.Another difference in the design is that the movable pendulum ceramic gate works with a minimum gap without friction between the end surfaces of the ceramic combustion chamber without seals.

Следующим отличием исполнения является то, что подвижный маятниковый керамический шибер работает с зазором между торцевыми поверхностями керамической камеры сгорания при наличии уплотнений.Another difference in the design is that the movable pendulum ceramic gate works with a gap between the end surfaces of the ceramic combustion chamber with seals.

Следующим отличием исполнения является то, что форма продольного сечения системы детонационного горения выполнена профилированной, а маятниковый керамический шибер выполнен несимметричным относительно своей оси поворотов.The next difference in the design is that the longitudinal sectional shape of the detonation combustion system is profiled, and the pendulum ceramic gate is made asymmetric about its axis of rotation.

Следующим отличием исполнения является то, что форма продольного сечения системы детонационного горения выполнена непрофилированной, а маятниковый керамический шибер выполнен симметричным относительно своей оси поворотов.The next difference in the design is that the longitudinal sectional shape of the detonation combustion system is made non-profiled, and the pendulum ceramic gate is made symmetrical about its axis of rotation.

Следующим отличием исполнения является то, что устройства запуска процесса детонационного горения в керамической камере сгорания содержат дополнительную топливную систему с отдельным баком дополнительного легковоспламеняющегося топлива.Another feature of the design is that the device for starting the detonation combustion process in the ceramic combustion chamber contains an additional fuel system with a separate tank of additional flammable fuel.

Следующим отличием исполнения является то, что выходное сопло содержит водяные форсунки и систему подачи воды к водяным форсункам.Another difference in the design is that the output nozzle contains water nozzles and a system for supplying water to the water nozzles.

Сущность изобретения поясняется чертежами Фиг. 1, Фиг. 2 и Фиг. 3. На чертеже Фиг. 1 представлена общая функциональная схема трансформируемого ракетно-воздушно-реактивного двигателя детонационного горения (далее - ТРВРДДГ) для варианта исполнения, состоящего из трансформируемого устройства формирования газогенераторной топливо-окислительной смеси (далее - ТУФГТОС), содержащего осесимметричный регулируемый воздухозаборник - смеситель - газогенератор 5, центральное тело 4 которого, имеет вариант, например, неизменяемой формы и имеет возможность перемещения вдоль оси для изменения режимов работы от полного закрытия доступа атмосферного воздуха на входе до частичного или полного открытия доступа атмосферного воздуха на входе, а также, содержащего воздушный компрессор 2 с вариантами привода 1 от электродвигателя и/или теплового двигателя с воздушным ресивером 6 и устройством подачи сжатого атмосферного воздуха 3 в осесимметричный регулируемый воздухозаборник - смеситель - газогенератор 5, и содержащего систему подачи, как минимум, одного вида топлива 8, с устройством подачи топлива 7, и систему подачи, как минимум, одного вида окислителя 9, с отдельными устройствами подачи окислителя 10/1, 10/3 и 10/3, а также состоящего из маятниково-шиберного устройства реактивного детонационного горения 18 (далее - МШУРДГ), содержащего форкамеру предварительно сжатой газогенераторной топливо-окислительной смеси 11, динамичную камеру газогенерации 13, разделенную профилем сужения 12 на секторы (А1, А2, В1, В2), керамическую камеру сгорания 18 с секторами (С1, С2, D1, D2) при фиксированном среднем положении подвижного маятникового керамического шибера 21, разделяющего симметрично систему детонационного горения в продольном сечении на две равные незапертые области 15 с секторами (А2, С1, С2) и 16 с секторами (В2, D1, D2) в нерабочем режиме, и с двумя отдельными устройствами запуска процесса детонационного горения 17 и 19 и двумя отдельными устройствами подачи окислителя 10/2 и 10/3, работающими от системы подачи, как минимум, одного вида окислителя 9, выходное сопло 20 и маятниковый керамический шибер 21, жестко закрепленный на своей поворотной оси 14, подключенной к стартерному устройству, например, в виде электродвигателя постоянного тока с ограничителями поворота ротора и фиксатором среднего нейтрального положения (на чертеже не показаны), МГД генератор 22, расположенный в выходном сопле для варианта ТРВРДДГ с приводом 1, содержащим электродвигатель и вариантом исполнения ТРВРДДГ, например, в котором подвижный маятниковый керамический шибер работает с минимальным зазором без трения между торцевыми поверхностями керамической камеры сгорания без уплотнений, форма продольного сечения системы детонационного горения выполнена профилированной, а маятниковый керамический шибер выполнен несимметричным относительно своей оси поворотов. Функциональные схемы ТРВРДДГ для других вариантов исполнения отдельных элементов конструкции аналогичны описанной. Положение на схеме подвижных элементов: центрального тела 4 соответствует частичному открытию доступа атмосферного воздуха на входе при атмосферном сверхзвуковом воздушно-реактивном режиме работы ТРВРДДГ при сверхзвуковых скоростях набегающего потока воздуха, а положение маятникового керамического шибера 21 предпусковому режиму работы МШУРДГ.The invention is illustrated by drawings of FIG. 1, FIG. 2 and FIG. 3. In the drawing of FIG. 1 shows a general functional diagram of a transformable rocket-air-jet jet engine of detonation combustion (hereinafter - TRVRDDG) for an embodiment consisting of a transformable device for forming a gas-generating fuel-oxidation mixture (hereinafter - TUFGTOS) containing an axisymmetric adjustable air intake - mixer - gas generator 5, central whose body 4, has a variant, for example, of an unchanged shape and has the ability to move along the axis to change operating modes from full closure to a stupa of atmospheric air at the inlet to partially or completely open the access of atmospheric air at the inlet, as well as containing an air compressor 2 with drive options 1 from an electric motor and / or a heat engine with an air receiver 6 and a device for supplying compressed atmospheric air 3 to an axisymmetric adjustable air intake - the mixer is a gas generator 5, and containing a supply system of at least one type of fuel 8, with a fuel supply device 7, and a supply system of at least one type of oxidizer 9, with separate with the oxidizing agent supply 10/1, 10/3 and 10/3, as well as consisting of a pendulum-slide device for reactive detonation combustion 18 (hereinafter - MSURDG) containing a prechamber of a pre-compressed gas-generating fuel-oxidizing mixture 11, a dynamic gas-generating chamber 13, divided profile narrowing 12 into sectors (A1, A2, B1, B2), a ceramic combustion chamber 18 with sectors (C1, C2, D1, D2) with a fixed average position of the movable pendulum ceramic gate 21, which separates symmetrically the detonation combustion system in the longitudinal section into two equal unlocked areas 15 with sectors (A2, C1, C2) and 16 with sectors (B2, D1, D2) in idle mode, and with two separate detonation combustion process start devices 17 and 19 and two separate oxidizer feed devices 10 / 2 and 10/3, operating from the supply system of at least one type of oxidizer 9, the output nozzle 20 and the swingarm ceramic gate 21, rigidly mounted on its rotary axis 14, connected to the starter device, for example, in the form of a DC motor with rotor rotation limiters and fix by the middle neutral position (not shown in the drawing), the MHD generator 22 located in the output nozzle for the TRVRDDG variant with a drive 1 containing an electric motor and the TRVRDDG embodiment, for example, in which a movable pendulum ceramic gate works with a minimum clearance without friction between the end surfaces of a ceramic combustion chamber without seals, the longitudinal sectional shape of the detonation combustion system is profiled, and the pendulum ceramic gate made of an asymmetric relative But on its axis of turns. Functional diagrams of TRVRDDG for other versions of individual structural elements are similar to those described. The position on the diagram of moving elements: the central body 4 corresponds to a partial opening of atmospheric air access at the inlet at atmospheric supersonic air-reactive operation of the turbojet engine at supersonic free-air velocities, and the position of the pendulum ceramic gate 21 to the pre-operation mode of the ballast.

На чертеже Фиг. 2 представлены варианты положений центрального тела 4, - для полного закрытия доступа атмосферного воздуха на входе на Фиг. 2 -а- и для полного открытия доступа атмосферного воздуха на входе на Фиг. 2 -b- при дозвуковом атмосферном воздушно-реактивном режиме работы ТРВРДДГ при дозвуковых скоростях набегающего потока воздуха.In the drawing of FIG. 2 shows variants of the positions of the central body 4, for completely closing the access of atmospheric air at the inlet of FIG. 2 -a and to completely open the access of atmospheric air at the inlet of FIG. 2 -b- at a subsonic atmospheric air-reactive mode of operation of the TRVRDDG at subsonic speeds of the incoming air flow.

На чертежах Фиг. 3 представлены схемы функционирования МШУРДГ, где Фиг. 3 -с - предпусковое положение, Фиг. 3 -d- процесс сжатия газогенераторной топливо-окислительной смеси и Фиг. 3 -е- процесс «детонационного взрыва» с выходом продуктов детонационного горения через выходное сопло.In the drawings of FIG. 3 shows the operation diagrams of the MBMSD, where FIG. 3-c - starting position, FIG. 3-d is a process for compressing a gas-generating fuel-oxidizing mixture; and FIG. 3 - the process of "detonation explosion" with the release of detonation combustion products through the outlet nozzle.

Работа трансформируемого ракетно-воздушно-реактивного двигателя детонационного горения (далее - ТРВРД ДГ), функциональная схема которого представлена на чертеже Фиг. 1 может осуществляться на нескольких трансформируемых режимах работы и это: компрессорный режим воздушно-реактивного двигателя детонационного горения при полном закрытии доступа атмосферного воздуха на входе осесимметричного регулируемого воздухозаборника - смесителя - газогенератора 5 на Фиг. 2 -а-, дозвуковой режим воздушно-реактивного двигателя детонационного горения при полном открытии доступа атмосферного воздуха на входе осесимметричного регулируемого воздухозаборника - смесителя - газогенератора 5 на Фиг. 2 -b-, сверхзвуковой режим воздушно-реактивного двигателя детонационного горения при частичном открытии доступа атмосферного воздуха на входе осесимметричного регулируемого воздухозаборника - смесителя - газогенератора 5 на Фиг. 1, а также ракетный режим работы ТРВРДДГ, который может использоваться на высотах 30-40 км при недостатке атмосферного кислорода в воздухе для режимов воздушно-реактивного двигателя детонационного горения или также при необходимости для быстрого ракетного вертикального старта летательного аппарата от поверхности земли.The operation of the transformable rocket-air-jet engine of detonation combustion (hereinafter referred to as the turbofan engine), the functional diagram of which is shown in the drawing of FIG. 1 can be carried out in several transformable operating modes, and this is: the compressor mode of the detonation combustion air-jet engine with full closure of atmospheric air at the inlet of the axisymmetric adjustable air intake - mixer - gas generator 5 in FIG. 2 -a, subsonic mode of the detonation combustion air-jet engine with full open access to atmospheric air at the inlet of the axisymmetric adjustable air intake - mixer - gas generator 5 in FIG. 2 -b-, the supersonic mode of the detonation combustion air-jet engine with partial opening of atmospheric air access at the inlet of the axisymmetric adjustable air intake - mixer - gas generator 5 in FIG. 1, as well as the missile mode of operation of the TRVRDDG, which can be used at altitudes of 30-40 km with a lack of atmospheric oxygen in the air for detonation combustion air-jet engine modes or, if necessary, for fast vertical launch of the aircraft from the ground.

Работа ТРВРДДГ по схеме Фиг. 1 на режимах как ракетного двигателя детонационного горения осуществляется следующим образом. В исходном отключенном положении ТРВРДДГ положение всех элементов схемы соответствует схеме Фиг. 1 при закрытом положении устройства подачи сжатого атмосферного воздуха 3 и устройства подачи топлива 7, а также отдельных устройств подачи окислителя 10/1, 10/3,10/3 и отключенных двух отдельных устройств запуска процесса детонационного горения 17 и 19, а также при фиксированном среднем положении подвижного маятникового керамического шибера 21, разделяющего симметрично систему детонационного горения в продольном сечении на две равные незапертые области 15 с секторами (А2, С1, С2) и 16 с секторами (В2, D1, D2) в нерабочем режиме. Затем центральное тело 4 осесимметричного регулируемого воздухозаборника - смесителя - газогенератора 5 переводится в положение по схеме Фиг. 2 -а- до полного закрытия доступа атмосферного воздуха на входе. Затем открываются устройство подачи топлива 7 и отдельное устройство подачи окислителя 10/1 и аналогично процессу работе известного ракетно-прямоточного двигателя (РПД) в осесимметричном регулируемом воздухозаборнике - смесителе - газогенераторе 5 при высоком давлении сжигается топливо с недостатком окислителя (система зажигания на эскизе не показана), и продукты неполного сгорания предварительно сжатой газогенераторной топливо-окислительной смеси подаются на вход форкамеры 11 МШУРДГ (до начала рабочего цикла), Далее на входе динамичной камеры газогенерации 13 секторы (А1, В1),, где в области сужения профиля 12 при увеличении давления формируются продукты газогенерации в секторах (А2, В2), при фиксированном среднем положении подвижного маятникового керамического шибера 21, разделяющего симметрично систему детонационного горения в продольном сечении на две равные незапертые области 15 с секторами (А2, С1, С2) и 16 с секторами (В2, D1, D2) на схеме Фиг. 3 -с - предпусковое положение. И затем непосредственный запуск работы системы детонационного горения начинается при работе стартерного устройства (на эскизе не показано), которое поворачивая в одну из сторон подвижный маятниковый керамический шибер 21 образует динамично запираемые противофазные области системы детонационного горения, и на примере схемы Фиг. 3 -d- процесс сжатия газогенераторной топливо-окислительной смеси, первой по ходу движения газогенераторной топливо-окислительной смеси динамично запертой области (А1, В1, А2, С1) системы детонационного горения, которая в начале хода движения газогенераторной топливо-окислительной смеси формирует предварительное ее сжатие в зоне сужения (А1, В1) динамичной камеры газогенерации 13 и дополнительное сжатие продуктов газогенерации при торможении потока в зоне сужения области (А2, С1 Фиг. 3 -d-) с максимальным увеличением температуры и давления продуктов газогенерации у соответствующего устройства запуска процесса детонационного горения 19. В этот момент отдельное устройство подачи окислителя 10/1 от системы подачи, как минимум, одного вида окислителя 9, подает избыточную порцию окислителя, достаточную для «детонационного взрыва» продуктов газогенерации, а затем устройство запуска процесса детонационного горения 19 инициирует детонационную волну, например в детонационной трубке электрическим разрядом необходимой для этого мощности с последующим общим «детонационным взрывом» паров рабочей газогенераторной топливо-окислительной смеси в запертой области (А2, С1) (неизменного объема) на время начала «детонационного взрыва», что приводит под действием детонационной волны к быстрому повороту подвижного маятникового керамического шибера 21 в противоположную сторону с образованием уже двух других запертых областей системы детонационного горения: область (А2, С1, С2, D2, выходное сопло 20 Фиг. 3 -е-) после произведенного «детонационного взрыва», которая обеспечивает эффективную реактивную тягу сверхзвукового выхода продуктов детонационного горения газогенераторной топливо-окислительной смеси с использованием боковой поверхности маятникового керамического шибера 21 в качестве «тяговой стенки» на схеме Фиг. 3 -е- процесс «детонационного взрыва» с выходом продуктов детонационного горения через выходное сопло 20, и при этом с противоположной стороны боковой поверхности маятникового керамического шибера 21 образуется новая первая по ходу движения обновляемой газогенераторной топливо-окислительной смеси запертая область (А1, В1, В2, D1 Фиг. 3 -е-) системы детонационного горения со своим устройством запуска процесса детонационного горения 17 и отдельным устройством подачи окислителя 10/3 от системы подачи, как минимум, одного вида окислителя 9, И следующий в противофазе процесс «детонационного взрыва» повторяется аналогично вышеописанному процессу в запертой области (А1, В1, А2, С1) системы детонационного горения на схеме Фиг. 3 -d-, а далее процесс детонационного горения переходит в автоколебательный режим с последующим отключением стартерного устройства и процесса инициирования детонационной волны в детонационной трубке электрическим разрядом необходимой для этого мощности в устройствах запуска процесса детонационного горения 17 и 19 при достижении режима «белого каления» керамической камеры сгорания 18, доведенной до температуры стенки в 1300-1500°С с эффектом калильного зажигания для рабочей обновляемой газогенераторной топливо-окислительной смеси, весьма эффективно и полноценно сжигаемой с обязательным наличием «тяговой стенки» на ракетном режиме работы трансформируемого ракетно-воздушно-реактивного двигателя детонационного горения, когда ударная детонационная волна, достигая тяговой стенки, рикошетирует от нее и значительно ускоряет большую часть продуктов детонации в сторону сопла для эффективного использования отраженной ударной детонационной волны. И при этом взрывном (детонационном) сгорании - скорость около 2000 м/сек, по сравнению с нормальным горением -фронт горения имеет скорость 20-40 м/сек и полученная, таким образом, высокая ионизация уходящих газов реактивной струи позволяет эффективно использовать МГД генератор 22, устанавливаемый в выходном сопле 20, для электроснабжения электродвигателя, применяемого для привода 1 компрессора 12 в системе подачи воздуха по схеме Фиг. 1. Для варианта использования только теплового двигателя для привода 1 компрессора 2 в системе подачи воздуха МГД генератор 22 не устанавливается в выходном сопле 20.Operation TRVRDG according to the scheme of FIG. 1 on the modes as a rocket engine of detonation combustion is as follows. In the initial disconnected position TRVRDDG position of all elements of the circuit corresponds to the circuit of FIG. 1 with the closed position of the compressed air supply device 3 and the fuel supply device 7, as well as separate oxidizer supply devices 10/1, 10 / 3,10 / 3 and two separate detonation combustion process start devices 17 and 19, which are disabled, as well as at a fixed the middle position of the movable pendulum ceramic gate 21, which symmetrically separates the detonation combustion system in the longitudinal section into two equal unlocked regions 15 with sectors (A2, C1, C2) and 16 with sectors (B2, D1, D2) in idle mode. Then, the central body 4 of the axisymmetric adjustable air intake - mixer - gas generator 5 is transferred to the position according to the scheme of FIG. 2- until the entrance of atmospheric air is completely closed. Then, the fuel supply device 7 and a separate oxidizer supply device 10/1 are opened, and similarly to the operation of the known ramjet engine (RPM) in an axisymmetric adjustable air intake - mixer - gas generator 5, fuel with an oxidizer deficiency is burned at high pressure (the ignition system is not shown in the sketch ), and the products of incomplete combustion of a precompressed gas-generating fuel-oxidizing mixture are fed to the input of the prechamber 11 MSHURDG (before the start of the working cycle), then at the input of the dynamic gas generation chambers 13 sectors (A1, B1), where gas generation products in sectors (A2, B2) are formed in the narrowing region of profile 12 with increasing pressure, with a fixed average position of the movable pendulum ceramic gate 21, which separates symmetrically the detonation combustion system in the longitudinal section on two equal unlocked areas 15 with sectors (A2, C1, C2) and 16 with sectors (B2, D1, D2) in the diagram of FIG. 3-s - prestart position. And then, the direct start of the operation of the detonation combustion system begins when the starter device is used (not shown in the sketch), which, turning the movable pendulum ceramic gate 21 to one side, forms dynamically lockable antiphase regions of the detonation combustion system, and using the example of the circuit of FIG. 3 -d - the process of compression of the gas-generating fuel-oxidizing mixture, the first in the direction of the gas-generating fuel-oxidizing mixture of the dynamically locked region (A1, B1, A2, C1) of the detonation combustion system, which at the beginning of the movement of the gas-generating fuel-oxidizing mixture forms its preliminary compression in the narrowing zone (A1, B1) of the dynamic gas generation chamber 13 and additional compression of the gas generating products when the flow is inhibited in the narrowing zone (A2, C1 Fig. 3 -d-) with a maximum increase in temperature and pressure gas generation from the corresponding device for starting the detonation combustion process 19. At this point, a separate oxidizer supply device 10/1 from the supply system of at least one type of oxidizer 9, delivers an excess portion of the oxidizer sufficient for a “detonation explosion” of gas generation products, and then the device the start of the detonation combustion process 19 initiates a detonation wave, for example, in the detonation tube with an electric discharge of the required power for this, followed by a general "detonation explosion" of vapors working gas-generating fuel-oxidizing mixture in the locked region (A2, C1) (constant volume) at the time of the start of the “detonation explosion”, which causes the detonation wave to quickly turn the movable pendulum ceramic gate 21 in the opposite direction with the formation of two other locked regions detonation combustion systems: region (A2, C1, C2, D2, outlet nozzle 20 FIG. 3--) after the “detonation explosion”, which provides effective reactive thrust of the supersonic output of the products of detonation combustion of the gas-generating fuel-oxidizing mixture using the lateral surface of the pendulum ceramic gate 21 as the “traction wall” in the diagram of FIG. 3 - the process of “detonation explosion” with the release of products of detonation combustion through the outlet nozzle 20, and at the same time, on the opposite side of the side surface of the pendulum ceramic gate 21, a new first locked region is formed along the course of the updated gas-generating fuel-oxidation mixture (A1, B1, B2, D1 Fig. 3--) of a detonation combustion system with its own device for starting the detonation combustion process 17 and a separate oxidizer supply device 10/3 from the supply system of at least one type of oxidizer 9, And the following minutes in antiphase process "sympathetic detonation" is repeated similarly to the above process in a locked area (A1, B1, A2, C1) of the detonation combustion of the diagram FIG. 3 -d-, and then the detonation combustion process goes into self-oscillating mode with the subsequent disconnection of the starter device and the process of initiating the detonation wave in the detonation tube by electric discharge of the necessary power for this in the detonation combustion process start devices 17 and 19 upon reaching the “white heat” ceramic mode combustion chamber 18, brought to a wall temperature of 1300-1500 ° C with the effect of ignition for the working updated gas-generating fuel-oxidizing mixture, it is very effectively and fully burned with the obligatory presence of a “traction wall” in the rocket mode of operation of the transformed rocket-air-jet engine of detonation combustion, when the shock detonation wave, reaching the traction wall, ricochet from it and significantly accelerates most of the detonation products towards the nozzle for efficient use reflected shock detonation wave. And with this explosive (detonation) combustion - the speed is about 2000 m / s, compared with normal combustion - the combustion front has a speed of 20-40 m / s and the high ionization of the flue gases from the jet thus obtained makes it possible to efficiently use the MHD generator 22 installed in the output nozzle 20 for powering the electric motor used to drive 1 of the compressor 12 in the air supply system according to the scheme of FIG. 1. For the option of using only a heat engine to drive 1 compressor 2 in the MHD air supply system, the generator 22 is not installed in the output nozzle 20.

Работа ТРВРДДГ по схеме Фиг. 1 на компрессорном режиме как воздушно-реактивного двигателя детонационного горения, при полном закрытии доступа атмосферного воздуха на входе осесимметричного регулируемого воздухозаборника - смесителя - газогенератора 5 на Фиг. 2 -а-, осуществляется следующим образом. В исходном отключенном положении ТРВРДДГ положение всех элементов схемы соответствует схеме Фиг. 1 при закрытом положении устройства подачи сжатого атмосферного воздуха 3 и устройства подачи топлива 7, а также отдельных устройств подачи окислителя 10/1, 10/3, 10/3 и отключенных двух отдельных устройств запуска процесса детонационного горения 17 и 19, а также при фиксированном среднем положении подвижного маятникового керамического шибера 21, разделяющего симметрично систему детонационного горения в продольном сечении на две равные незапертые области 15 с секторами (А2, С1, С2) и 16 с секторами (В2, D1, D2) в нерабочем режиме. Затем центральное тело 4 осесимметричного регулируемого воздухозаборника - смесителя - газогенератора 5 переводится в положение по схеме Фиг. 2 -а- до полного закрытия доступа атмосферного воздуха на входе. Затем открываются устройство подачи топлива 7 и устройство подачи сжатого атмосферного воздуха 3 и предварительно сжатая газогенераторная топливовоздушная смесь подаются на вход форкамеры 11 МШУРДГ (до начала рабочего цикла), Далее на входе динамичной камеры газогенерации 13 секторы (А1, В1),, где в области сужения профиля 12 при увеличении давления формируются продукты газогенерации в секторах (А2, В2), при фиксированном среднем положении подвижного маятникового керамического шибера 21, разделяющего симметрично систему детонационного горения в продольном сечении на две равные незапертые области 15 с секторами (А2, С1, С2) и 16 с секторами (В2, D1, D2) на схеме Фиг. 3 -с- предпусковое положение. И затем непосредственный запуск работы системы детонационного горения начинается при работе стартерного устройства (на эскизе не показано), которое поворачивая в одну из сторон подвижный маятниковый керамический шибер 21 образует динамично запираемые противофазные области системы детонационного горения, и на примере схемы Фиг. 3 -d- процесс сжатия первой по ходу движения предварительно сжатой газогенераторной топливовоздушной смеси динамично запертой области (А1, В1, А2, С1) системы детонационного горения, которая в начале хода движения предварительно сжатой газогенераторной топливовоздушной смеси, формирует дополнительное предварительное ее сжатие в зоне сужения (А1, В1) динамичной камеры газогенерации 13 и дополнительное сжатие продуктов газогенерации при торможении потока в зоне сужения области (А2, С1 Фиг. 3 -d-) с максимальным увеличением температуры и давления продуктов газогенерации у соответствующего устройства запуска процесса детонационного горения 19. В этот момент устройство запуска процесса детонационного горения 19 инициирует детонационную волну, например в детонационной трубке электрическим разрядом необходимой для этого мощности с последующим общим «детонационным взрывом» паров рабочей газогенераторной топливовоздушной смеси в запертой области (А2, С1) (неизменного объема) на время начала «детонационного взрыва», что приводит под действием детонационной волны к быстрому повороту подвижного маятникового керамического шибера 21 в противоположную сторону с образованием уже двух других запертых областей системы детонационного горения: область (А2, С1, С2, D2, выходное сопло 20 Фиг. 3 -е-) после произведенного «детонационного взрыва», которая обеспечивает эффективную реактивную тягу сверхзвукового выхода продуктов детонационного горения газогенераторной топливовоздушной смеси с использованием боковой поверхности маятникового керамического шибера 21 в качестве «тяговой стенки» на схеме Фиг. 3 -е- процесс «детонационного взрыва» с выходом продуктов детонационного горения через выходное сопло 20, и при этом с противоположной стороны боковой поверхности маятникового керамического шибера 21 образуется новая первая по ходу движения обновляемой газогенераторной топливовоздушной смеси запертая область (А1, В1, В2, D1 Фиг. 3 -е-) системы детонационного горения со своим устройством запуска процесса детонационного горения 17. И следующий в противофазе процесс «детонационного взрыва» повторяется аналогично вышеописанному процессу в запертой области (А1, В1, А2, С1) системы детонационного горения на схеме Фиг. 3 -d-, а далее процесс детонационного горения переходит в автоколебательный режим с последующим отключением стартерного устройства и процесса инициирования детонационной волны в детонационной трубке электрическим разрядом необходимой для этого мощности в устройствах запуска процесса детонационного горения 17 и 19 при достижении режима «белого каления» керамической камеры сгорания 18, доведенной до температуры стенки в 1300-1500°C с эффектом калильного зажигания для рабочей обновляемой газогенераторной топливовоздушной смеси, весьма эффективно и полноценно сжигаемой с обязательным наличием «тяговой стенки» на компрессорном режиме трансформируемого ракетно-воздушно-реактивного двигателя детонационного горения, когда ударная детонационная волна, достигая тяговой стенки, рикошетирует от нее и значительно ускоряет большую часть продуктов детонации в сторону сопла для эффективного использования отраженной ударной детонационной волны. И при этом взрывном (детонационном) сгорании - скорость около 2000 м/сек, по сравнению с нормальным горением - фронт горения имеет скорость 20-40 м/сек и полученная, таким образом, высокая ионизация уходящих газов реактивной струи позволяет эффективно использовать МГД генератор 22, устанавливаемый в выходном сопле 20, для электроснабжения электродвигателя, применяемого для привода 1 компрессора 12 в системе подачи воздуха по схеме Фиг. 1. При этом электроэнергия от МГД генератора 22 используется для работы электродвигателя привода 1 воздушного компрессора 2 и давление предварительно сжатого воздуха на входе форкамеры предварительно сжатого воздуха 11 Фиг. 1 увеличивается с увеличением тяги на выходе выходного сопла 20, и таким образом, уже достаточной для эффективного взлета летательного аппарата с ТРВРДДГ. При достижении скорости набегающего воздушного потока для создания давления в камере осесимметричного регулируемого воздухозаборника - смесителя - газогенератора 5 соизмеримого с давлением воздуха от воздушного компрессора 2, центральное тело 4 переводится в положение частичного открытия доступа атмосферного воздуха по схеме Фиг. 1, а при достижении дозвуковых скоростей набегающего потока воздуха на входе осесимметричного регулируемого воздухозаборника - смесителя - газогенератора 5 в положение центрального тела 4 на Фиг. 2 -b- при дозвуковых скоростях набегающего потока воздуха с отключением привода 1 воздушного компрессора 2 и закрытием устройства подачи сжатого атмосферного воздуха 3 и переходом в дозвуковой режим работы ТРВРДДГ как воздушно-реактивного двигателя детонационного горения. При дальнейшем увеличении скорости полета до сверхзвуковых скоростей набегающего воздушного потока центральное тело 4 переводится в положение частичного открытия доступа атмосферного воздуха по схеме Фиг. 1, а формирование необходимых скачков давления для достижения оптимального давления на входе в форкамеру 2 МШУРДГ Фиг. 1 может также регулироваться изменением формы центрального тела 4 для вариантов исполнения с изменяемой формой и алгоритм работы МШУРДГ аналогичен описанному. При уменьшении скорости полета переход на дозвукой режим и посадочный компрессорный режим работы ТРВРДДГ аналогичны вышеописанным. Алгоритм работы других вариантов исполнения ТРВРДДГ аналогичен описанному.Operation TRVRDG according to the scheme of FIG. 1 in the compressor mode as an air-jet engine of detonation combustion, with complete closure of atmospheric air at the inlet of the axisymmetric adjustable air intake - mixer - gas generator 5 in FIG. 2 -a, as follows. In the initial disconnected position TRVRDDG position of all elements of the circuit corresponds to the circuit of FIG. 1 with the closed position of the compressed air supply device 3 and the fuel supply device 7, as well as separate oxidizer supply devices 10/1, 10/3, 10/3 and two separate detonation combustion process start devices 17 and 19 disconnected, as well as at a fixed the middle position of the movable pendulum ceramic gate 21, which symmetrically separates the detonation combustion system in the longitudinal section into two equal unlocked regions 15 with sectors (A2, C1, C2) and 16 with sectors (B2, D1, D2) in idle mode. Then, the central body 4 of the axisymmetric adjustable air intake - mixer - gas generator 5 is transferred to the position according to the scheme of FIG. 2- until the entrance of atmospheric air is completely closed. Then, the fuel supply device 7 and the compressed air supply device 3 and the pre-compressed gas-generating air-fuel mixture are opened and fed to the inlet of the MSHURDG prechamber 11 (before the start of the work cycle) .There are 13 sectors (A1, B1) at the inlet of the dynamic gas-generation chamber, where in narrowing of the profile 12 with increasing pressure, gas generation products are formed in sectors (A2, B2), with a fixed average position of the movable pendulum ceramic gate 21, which separates the detonation combustion system symmetrically in a longitudinal section into two equal unlocked region 15 with the sectors (A2, C1, C2) and with sectors 16 (B2, D1, D2) in the diagram FIG. 3 -c- prestart position. And then, the direct start of the operation of the detonation combustion system begins when the starter device is used (not shown in the sketch), which, turning the movable pendulum ceramic gate 21 to one side, forms dynamically lockable antiphase regions of the detonation combustion system, and using the example of the circuit of FIG. 3-d - the process of compressing the first in the direction of travel of the pre-compressed gas-generating fuel-air mixture of the dynamically locked region (A1, B1, A2, C1) of the detonation combustion system, which at the beginning of the movement of the pre-compressed gas-generating fuel-air mixture forms its additional preliminary compression in the narrowing zone (A1, B1) of the dynamic gas generation chamber 13 and additional compression of the gas generation products when the flow is inhibited in the narrowing zone (A2, C1 Fig. 3 -d-) with a maximum increase in temperature and pressure of gas generation products from the corresponding detonation combustion process start device 19. At this moment, the detonation combustion process start device 19 initiates a detonation wave, for example, in the detonation tube by electric discharge of the required power for this, followed by a general “detonation explosion” of the working gas-generating air-fuel mixture vapors in the locked region ( A2, C1) (unchanged volume) at the start time of the “detonation explosion”, which leads to a rapid turn under the influence of the detonation wave odvizhnogo pendulum ceramic slide 21 in the opposite direction to form two other already trapped areas detonation combustion system: area (A2, C1, C2, D2, the outlet nozzle 20 FIG. 3--) after the “detonation explosion”, which provides effective reactive thrust of the supersonic output of the products of detonation combustion of the gas-generating air-fuel mixture using the lateral surface of the pendulum ceramic gate 21 as the “traction wall” in the diagram of FIG. 3 - the process of “detonation explosion” with the release of products of detonation combustion through the outlet nozzle 20, and at the same time, on the opposite side of the side surface of the pendulum ceramic gate 21, a new first locked area is formed along the course of the updated gas-generating air-fuel mixture (A1, B1, B2, D1 Fig. 3--) of a detonation combustion system with its own device for starting the detonation combustion process 17. And the next in antiphase process of the “detonation explosion” is repeated in the same way as the above process th field (A1, B1, A2, C1) of the detonation combustion of the diagram FIG. 3 -d-, and then the detonation combustion process goes into self-oscillating mode with the subsequent disconnection of the starter device and the detonation wave initiation process in the detonation tube by electric discharge of the required power for this in detonation combustion process start devices 17 and 19 upon reaching the “white heat” ceramic mode combustion chamber 18, brought to a wall temperature of 1300-1500 ° C with the effect of ignition ignition for a working updated gas-generating air-fuel mixture, a very effect it will be burnt and fully burned with the obligatory presence of a “traction wall” in the compressor mode of a transformable rocket-air-jet engine of detonation combustion, when the shock detonation wave, reaching the traction wall, ricochet from it and significantly accelerates most of the detonation products towards the nozzle for the efficient use of the reflected shock detonation wave. And with this explosive (detonation) combustion - a speed of about 2000 m / s, compared with normal combustion - the combustion front has a speed of 20-40 m / s and the high ionization of the flue gases of the jet thus obtained allows efficient use of the MHD generator 22 installed in the output nozzle 20 for powering the electric motor used to drive 1 of the compressor 12 in the air supply system according to the scheme of FIG. 1. In this case, the electric power from the MHD generator 22 is used to operate the electric motor of the drive 1 of the air compressor 2 and the pressure of the pre-compressed air at the inlet of the pre-compressed air chamber 11 of FIG. 1 increases with increasing thrust at the exit of the output nozzle 20, and thus is already sufficient for the effective takeoff of an aircraft with TRVDDG. Upon reaching the speed of the incoming air flow to create pressure in the chamber of the axisymmetric adjustable air intake - mixer - gas generator 5 commensurate with the air pressure from the air compressor 2, the central body 4 is transferred to the position of partial opening of access of atmospheric air according to the scheme of FIG. 1, and when subsonic air flow rates are reached at the inlet of the axisymmetric adjustable air intake - mixer - gas generator 5 to the position of the central body 4 in FIG. 2 -b- at subsonic free air velocities with the drive 1 of the air compressor 2 turned off and the compressed air supply device 3 closed and the TRVRDG operating as a reactive detonation combustion engine in a subsonic mode. With a further increase in the flight speed to supersonic speeds of the incoming air flow, the central body 4 is transferred to the position of partial opening of atmospheric air access according to the scheme of FIG. 1, and the formation of the necessary pressure jumps to achieve the optimal pressure at the inlet to the prechamber 2 of the MSURDG FIG. 1 can also be controlled by changing the shape of the central body 4 for variants with a variable shape and the operation algorithm of the MBRDG is similar to that described. With a decrease in the flight speed, the transition to the subsonic mode and the landing compressor operation mode of the turbojet engine are similar to those described above. The operation algorithm of the other TRVRDDG versions is similar to that described.

Общая эффективность ТРВРДДГ на взлетных режимах может быть значительно улучшена при варианте использовании водяных форсунок перед зоной сужения в области конфузора выходного сопла 20, когда давление рабочего тела на выходе сопла будет увеличено за счет дополнительной работы при расширении водяного пара, образованного при мгновенном испарении воды в зоне высокой температуры детонационной волны.The overall efficiency of the turbofan engine in take-off modes can be significantly improved with the option of using water nozzles in front of the constriction zone in the confluent area of the outlet nozzle 20, when the pressure of the working fluid at the outlet of the nozzle will be increased due to additional work during expansion of water vapor generated by instantaneous evaporation of water in the zone high temperature detonation wave.

Для вариантов исполнения ТРВРДДГ, использующих в работе режимы разной степени предварительного сжатия основной газогенераторной топливовоздушной смеси, в режиме малой степени предварительного сжатия, высокая эффективность системы запуска процесса детонационного горения может быть достигнута за счет использования комбинированных устройств запуска процесса детонационного горения в керамической камере сгорания, которые содержат дополнительную топливную систему с отдельным баком дополнительного легковоспламеняющегося топлива для возможности инициации и запуска общего процесса детонационного горения в режиме низкой степени предварительного сжатия основной топливовоздушной смеси. Для варианта использования только теплового двигателя для привода 1 компрессора 2 в системе подачи воздуха МГД генератор 22 не устанавливается в выходном сопле 20. Алгоритм работы всех других вариантов исполнения отдельных элементов ТРВРДДГ аналогичен описанным.For versions of the TRVRDDG using different modes of preliminary compression of the main gas-generating air-fuel mixture in the mode of low degree of preliminary compression, the high efficiency of the detonation combustion process start system can be achieved through the use of combined devices for the start of the detonation combustion process in a ceramic combustion chamber, which contain an additional fuel system with a separate tank of additional flammable fuel for the possibility of initiating and starting the general process of detonation combustion in the mode of low degree of preliminary compression of the main air-fuel mixture. For the option of using only a heat engine for drive 1 of compressor 2 in the MHD air supply system, the generator 22 is not installed in the output nozzle 20. The operation algorithm of all other versions of the individual elements of the turbojet engine is similar to those described.

Таким образом, изобретение охватывает несколько десятков возможных вариантов исполнения, которые могут быть универсально использованы в различных конструкциях ТРВРДДГ.Thus, the invention encompasses several dozen possible embodiments that can be universally used in various designs of turbofan engines.

Благодаря вышеперечисленному в изобретении достигается технический результат, заключающийся в создании трансформируемого ракетно-воздушно-реактивного двигателя детонационного горения, способного трансформироваться для эффективной работы в широком диапазоне трансформируемых режимов работы - от нулевых до сверхзвуковых и около космических скоростей летательных аппаратов на переменных режимах как ракетного двигателя детонационного горения или переменных режимах как воздушно-реактивного двигателя детонационного горения, способного весьма эффективно и полноценно сжигать очень бедную топливо-окислительную смесь при значительном и гарантированном коэффициенте избытка воздуха или другого окислителя в неохлаждаемой керамической камере сгорания, доведенной до «белого каления» с температурой стенки в 1300-1500°С, где в условиях запираемого (неизменного объема) на время начала «детонационного взрыва» паров топливо-окислительной смеси, гарантированно и полноценно будет сгорать очень бедная топливо-окислительная смесь при средней степени ее предварительного (до начала рабочего цикла) сжатия, с обязательным наличием «тяговой стенки» на всех переменных режимах как ракетного двигателя детонационного горения или переменных режимах как воздушно-реактивного двигателя детонационного горения, когда ударная детонационная волна, достигая тяговой стенки, рикошетирует от нее и значительно ускоряет большую часть продуктов детонации в сторону сопла для эффективного использования отраженной ударной детонационной волны.Thanks to the foregoing, the invention achieves the technical result, which consists in the creation of a transformable rocket-air-jet jet engine of detonation combustion, capable of transforming for efficient operation in a wide range of transformable operating modes - from zero to supersonic and near space speeds of aircraft in variable modes as a rocket engine of detonation combustion or variable modes like a detonation combustion air jet engine capable of it is very efficient and complete to burn a very poor fuel-oxidizing mixture with a significant and guaranteed coefficient of excess air or another oxidizing agent in an uncooled ceramic combustion chamber, brought to “white heat” with a wall temperature of 1300-1500 ° C, where under lockable (unchanged volume) at the time of the start of the "detonation explosion" of the vapors of the fuel-oxidizing mixture, a very poor fuel-oxidizing mixture will be guaranteed to be fully burned with an average degree of its preliminary (before duty cycle) compression, with the obligatory presence of a “traction wall” in all variable modes as a rocket engine of detonation combustion or variable modes as an air-jet engine of detonation combustion, when the shock detonation wave, reaching the traction wall, ricochet from it and significantly accelerates most of the products detonation towards the nozzle for the effective use of the reflected shock detonation wave.

Список литературыBibliography

1. А.А. Васильев. Особенности применения детонации в двигательных установках, с. 129, 141-145.1. A.A. Vasiliev. Features of the use of detonation in propulsion systems, p. 129, 141-145.

2. Ф.А. Быковский и др. Инициирование детонации в потоках водородно-воздушных смесей, с. 521-539 / Импульсные Детонационные Двигатели. Под редакцией д.ф.м.н. С.М. Фролова. ТОРУС-ПРЕСС, М., 2006).2. F.A. Bykovsky et al. Initiation of detonation in flows of hydrogen-air mixtures, p. 521-539 / Pulse Detonation Engines. Edited by Ph.D. CM. Frolova. TORUS-PRESS, M., 2006).

3. В.А. Левин и др. Инициирование газовой детонации электрическими разрядами / Импульсные Детонационные Двигатели. Под редакцией д.ф.м.н. С.М. Фролова. ТОРУС-ПРЕСС, 2006, М., с. 235-254.3. V.A. Levin et al. Initiation of gas detonation by electric discharges / Pulse Detonation Engines. Edited by Ph.D. CM. Frolova. TORUS-PRESS, 2006, M., p. 235-254.

4. Ю.Н. Нечаев. Теория авиационных газотурбинных двигателей Часть 1. 1977, с. 312.4. Yu.N. Nechaev. Theory of aircraft gas turbine engines Part 1. 1977, p. 312.

5. Тамоян Г.С Учебное пособие по курсу "Специальные электрические машины" - МГД-машины и устройства.5. Tamoyan G.S. Tutorial for the course "Special electric machines" - MHD machines and devices.

6. Авиация: Энциклопедия. - М.: Большая Российская Энциклопедия. Главный редактор Г.П. Свищев. 1994.6. Aviation: Encyclopedia. - M .: Big Russian Encyclopedia. Editor-in-chief G.P. Svishchev. 1994.

Claims

1. A transformable rocket-air-jet engine of detonation combustion, characterized in that it includes a transformable device for forming a gas-generating fuel-oxidizing mixture containing an axisymmetric adjustable air intake - mixer - gas generator, the central body of which, of an unchanged shape, has the ability to move along the axis for changes in operating modes from the complete closure of atmospheric air access at the inlet to the partial or complete opening of atmospheric air access at the inlet, as well as containing a supply system of at least one type of fuel and a supply system of at least one type of oxidizing agent, as well as containing an air compressor driven by a heat engine with an air receiver and a system for supplying compressed atmospheric air to an axisymmetric adjustable air intake - mixer - gas generator, and also includes a pendulum-slide device for reactive detonation combustion, containing a prechamber of a precompressed gas-generating fuel-oxidizing mixture and a system detonation combustion, consisting of a dynamic gas generation chamber, a ceramic combustion chamber with at least two separate detonation combustion process triggers and two separate oxidizer feed devices, operating from the supply system of at least one type of oxidizer, an outlet nozzle and a swingarm ceramic gate located inside the detonation system combustion, the axis of which has the ability to fix it in the middle position, to separate the detonation combustion system in the longitudinal section two equal symmetrical unlocked areas in idle mode, and the possibility of limited rotations to the extreme positions of the ceramic gate in the operating mode, for dividing the detonation combustion system in the longitudinal section into two alternately dynamically locked in antiphase regions of the detonation combustion system, one of which is open from the side the supply of the gas-generating fuel-oxidizing mixture and is locked to the side of the outlet nozzle, and the other in antiphase is locked from the supply side of the gas-generating fuel-oxidizer oh mixture and is open towards the outlet nozzle, and also includes at least one starter device which has a limited possibility to rotate the pendulous axis ceramic slide in its end positions and fix the axis of pendular ceramic slide in its middle position.

2. Transformable rocket-air-jet engine of detonation combustion, characterized in that it includes a transformable device for forming a gas-generating fuel-oxidizing mixture containing an axisymmetric adjustable air intake - mixer - gas generator, the central body of which, of variable shape, has the ability to move along the axis for changes in operating modes from the complete closure of atmospheric air access at the inlet to the partial or complete opening of atmospheric air access n the inlet, as well as containing a supply system of at least one type of fuel and a supply system of at least one type of oxidizing agent, and also containing an air compressor driven by a heat engine with an air receiver and a system for supplying compressed atmospheric air to an axisymmetric adjustable air intake - mixer - gas generator, and also includes a pendulum-slide device for reactive detonation combustion, containing a prechamber of a precompressed gas-generating fuel-oxidizing mixture and a system for tone combustion, consisting of a dynamic gas generation chamber, a ceramic combustion chamber with at least two separate detonation combustion process triggers and two separate oxidizer feed devices, operating from a supply system of at least one type of oxidizer, an outlet nozzle and a pendulum ceramic gate located inside the detonation system combustion, the axis of which has the ability to fix it in the middle position, to separate the detonation combustion system in a longitudinal section and into two equal symmetrical unlocked areas in the idle mode, and the possibility of limited rotations to the extreme positions of the ceramic gate in the operating mode, for dividing the detonation combustion system in the longitudinal section into two alternately dynamically locked in antiphase regions of the detonation combustion system, one of which is open from the side the supply of the gas-generating fuel-oxidizing mixture and is locked to the side of the outlet nozzle, and the other in antiphase, is locked to the side of the supply of gas-generating fuel-oxidation mixture and is open towards the outlet nozzle, and also includes at least one starter device which has a limited possibility to rotate the pendulous axis ceramic slide in its end positions and fix the axis of pendular ceramic slide in its middle position.

3. Transformable rocket-air-jet engine of detonation combustion, characterized in that it includes a transformable device for forming a gas-generating fuel-oxidizing mixture containing an axisymmetric adjustable air intake - mixer - gas generator, the central body of which, of unchanged shape, has the ability to move along the axis for changes in operating modes from the complete closure of atmospheric air access at the inlet to the partial or complete opening of atmospheric air access at the inlet, as well as containing a supply system of at least one type of fuel and a supply system of at least one type of oxidizing agent, as well as containing an air compressor driven by an electric motor with an air receiver and a system for supplying compressed atmospheric air to an axisymmetric adjustable air intake - mixer - gas generator, and also includes a pendulum-slide device for reactive detonation combustion, containing a prechamber of a precompressed gas-generating fuel-oxidizing mixture and a de tone combustion, consisting of a dynamic gas generation chamber, a ceramic combustion chamber with at least two separate detonation combustion process triggers and two separate oxidizer feed devices, operating from a supply system of at least one type of oxidizer, an outlet nozzle and a pendulum ceramic gate located inside the detonation system combustion, the axis of which has the ability to fix it in the middle position, to separate the detonation combustion system in a longitudinal section and into two equal symmetrical unlocked areas in the idle mode, and the possibility of limited rotations to the extreme positions of the ceramic gate in the operating mode, for dividing the detonation combustion system in longitudinal section into two alternately dynamically locked in antiphase regions of the detonation combustion system, one of which is open from the side the supply of the gas-generating fuel-oxidizing mixture and is locked to the side of the outlet nozzle, and the other in antiphase is locked from the supply side of the gas-generating fuel-oxidizing mixture and is open towards the outlet nozzle, and also includes at least one starter device, which has the ability to rotate the axis of the pendulum ceramic gate to its extreme positions, as well as fix the axis of the pendulum ceramic gate in its middle position, and the output nozzle contains MHD generator.

4. A transformable rocket-air-jet engine of detonation combustion, characterized in that it includes a transformable device for generating a gas-generating fuel-oxidizing mixture containing an axisymmetric adjustable air intake - mixer - gas generator, the central body of which, of variable shape, has the ability to move along the axis for changes in operating modes from the complete closure of atmospheric air access at the inlet to the partial or complete opening of atmospheric air access n the inlet, as well as containing a supply system of at least one type of fuel and a supply system of at least one type of oxidizer, as well as containing an air compressor driven by an electric motor with an air receiver and a system for supplying compressed atmospheric air to an axisymmetric adjustable air intake - mixer - gas generator, and includes a pendulum-gate device for reactive detonation combustion, containing a prechamber of a pre-compressed gas-generating fuel-oxidizing mixture and a child national combustion, consisting of a dynamic gas generation chamber, a ceramic combustion chamber with at least two separate detonation combustion triggers and two separate oxidizer feed devices, operating from the supply system of at least one type of oxidizer, an output nozzle and a pendulum ceramic gate located inside the detonation system combustion, the axis of which has the ability to fix it in the middle position, to separate the detonation combustion system in a longitudinal section into two equal symmetrical unlocked areas in the idle mode, and the possibility of limited rotations to the extreme positions of the ceramic gate in the operating mode, for dividing the detonation combustion system in the longitudinal section into two alternately dynamically locked in antiphase regions of the detonation combustion system, one of which is open from the supply side gas-generating fuel-oxidizing mixture and is locked in the direction of the outlet nozzle, and the other in antiphase, locked on the supply side of the gas-generating fuel-oxidizing If it is open towards the outlet nozzle, it also includes at least one starter device, which has the ability to rotate the axis of the pendulum ceramic gate to its extreme positions, as well as fix the axis of the pendulum ceramic gate in its middle position, and the output nozzle contains MHD generator.

5. Transformable rocket-air-jet engine of detonation combustion, characterized in that it includes a transformable device for forming a gas-generating fuel-oxidizing mixture containing an axisymmetric adjustable air intake - mixer - gas generator, the central body of which, of unchanged shape, has the ability to move along the axis for changes in operating modes from complete closure of atmospheric air access at the inlet to partial or complete opening of atmospheric air access at the inlet, as well as containing a supply system of at least one type of fuel and a supply system of at least one type of oxidizer, as well as containing an air compressor with a complex drive from a heat engine and an electric motor with an air receiver and a system for supplying compressed atmospheric air to an axisymmetric adjustable air intake - mixer - a gas generator, and also includes a pendulum-slide device for reactive detonation combustion, containing a prechamber of a precompressed gas generator fuel o-oxidation mixture and a detonation combustion system consisting of a dynamic gas generation chamber, a ceramic combustion chamber with at least two separate detonation combustion process triggers and two separate oxidizer feed devices, operating from a supply system of at least one type of oxidizer, an outlet nozzle and a ceramic pendulum the gate located inside the detonation combustion system, the axis of which has the ability to fix it in the middle position, to separate the detonation system combustion in a longitudinal section into two equal symmetrical unlocked areas in the idle mode, and the possibility of limited rotations to the extreme positions of the ceramic gate in the operating mode, for dividing the detonation combustion system in the longitudinal section into two alternately dynamically locked in antiphase regions of the detonation combustion system, one of which is open from the supply side of the gas-generating fuel-oxidizing mixture and locked towards the outlet nozzle, and the other in antiphase, locked from the supply side of the gas fuel-oxidation mixture and is open towards the outlet nozzle, and also includes at least one starter device, which has the ability to rotate the axis of the pendulum ceramic gate to its extreme positions, as well as fix the axis of the pendulum ceramic gate in its middle position, and the output nozzle contains an MHD generator.

6. Transformable rocket-air-jet engine of detonation combustion, characterized in that it includes a transformable device for forming a gas-generating fuel-oxidizing mixture containing an axisymmetric adjustable air intake - mixer - gas generator, the central body of which, of variable shape, has the ability to move along the axis for changes in operating modes from the complete closure of atmospheric air access at the inlet to the partial or complete opening of atmospheric air access n the inlet, as well as containing a supply system of at least one type of fuel and a supply system of at least one type of oxidizer, as well as containing an air compressor with a complex drive from a heat engine and an electric motor with an air receiver and a system for supplying compressed atmospheric air to an axisymmetric adjustable air intake - mixer - gas generator, and also includes a pendulum-slide device for reactive detonation combustion, containing a prechamber of a pre-compressed gas-generating fuel an oxidizing mixture and a detonation combustion system, consisting of a dynamic gas generation chamber, a ceramic combustion chamber with at least two separate detonation combustion process triggers and two separate oxidizer feed devices, operating from a supply system of at least one type of oxidizer, an outlet nozzle and a pendulum ceramic gate, located inside the detonation combustion system, the axis of which has the ability to fix it in the middle position, to separate the detonation system combustion in the longitudinal section into two equal symmetrical unlocked areas in the idle mode, and the possibility of limited rotations to the extreme positions of the ceramic gate in the operating mode, for dividing the detonation combustion system in the longitudinal section into two alternately dynamically locked in antiphase regions of the detonation combustion system, one of which is open on the supply side of the gas-generating fuel-oxidizing mixture and locked towards the outlet nozzle, and the other in antiphase, locked on the supply side of the gasogen the fuel-oxidation mixture is open towards the outlet nozzle and also includes at least one starter device, which has the ability to rotate the axis of the pendulum ceramic gate to its extreme positions, as well as fix the axis of the pendulum ceramic gate in its middle position, and the output nozzle contains an MHD generator.

7. Transformable rocket-air-jet engine of detonation combustion according to any one of paragraphs. 1-6, characterized in that the movable pendulum ceramic gate operates with a minimum gap without friction between the end surfaces of the ceramic combustion chamber without seals.

8. Transformable rocket-air-jet engine of detonation combustion, according to any one of paragraphs. 1-6, characterized in that the movable pendulum ceramic gate operates with a gap between the end surfaces of the ceramic combustion chamber in the presence of seals.

9. Transformable rocket-air-jet engine of detonation combustion according to any one of paragraphs. 1-6, characterized in that the longitudinal sectional shape of the detonation combustion system is shaped, and the pendulum ceramic gate is made asymmetric about its axis of rotation.

10. Transformable rocket-air-jet engine of detonation combustion according to any one of paragraphs. 1-6, characterized in that the longitudinal sectional shape of the detonation combustion system is not profiled, and the pendulum ceramic gate is symmetrical about its axis of rotation.

11. Transformable rocket-air-jet engine of detonation combustion according to any one of paragraphs. 1-6, characterized in that the device for starting the process of detonation combustion in a ceramic combustion chamber contains an additional fuel system with a separate tank of additional flammable fuel.

12. Transformable rocket-air-jet engine of detonation combustion according to any one of paragraphs. 1-6, characterized in that the output nozzle contains water nozzles and a system for supplying water to the water nozzles.