RU2714582C1 - Method for arrangement of working process in straight-flow air-jet engine with continuous-detonation combustion chamber and device for implementation thereof - Google Patents
Method for arrangement of working process in straight-flow air-jet engine with continuous-detonation combustion chamber and device for implementation thereof Download PDFInfo
- Publication number
- RU2714582C1 RU2714582C1 RU2019110381A RU2019110381A RU2714582C1 RU 2714582 C1 RU2714582 C1 RU 2714582C1 RU 2019110381 A RU2019110381 A RU 2019110381A RU 2019110381 A RU2019110381 A RU 2019110381A RU 2714582 C1 RU2714582 C1 RU 2714582C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- combustion chamber
- air
- detonation
- annular combustion
- annular
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K7/00—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof
- F02K7/10—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof characterised by having ram-action compression, i.e. aero-thermo-dynamic-ducts or ram-jet engines
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K7/00—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof
- F02K7/10—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof characterised by having ram-action compression, i.e. aero-thermo-dynamic-ducts or ram-jet engines
- F02K7/14—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof characterised by having ram-action compression, i.e. aero-thermo-dynamic-ducts or ram-jet engines with external combustion, e.g. scram-jet engines
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Fluidized-Bed Combustion And Resonant Combustion (AREA)
Abstract
Description
Область техникиTechnical field
Изобретение относится к способам организации рабочего процесса в прямоточных воздушно-реактивных двигателях с непрерывно-детонационным горением и устройствам для их осуществления, предназначенных, в частности, для высокоскоростных беспилотных летательных аппаратов.The invention relates to methods for organizing a working process in ramjet engines with continuous detonation combustion and devices for their implementation, intended, in particular, for high-speed unmanned aerial vehicles.
Предшествующий уровень техникиState of the art
Современные высокоскоростные беспилотные летательные аппараты, как правило, оснащаются малоразмерными турбореактивными или прямоточными воздушно-реактивными двигателями. Известно, что эффективность малоразмерных турбореактивных двигателей при полете со скоростью, превышающей скорость звука, резко снижается (В.В. Ростопчин. Микро-ТРД для беспилотных летательных аппаратов, Москва, ЦНИИ АРКС, 2004). Так, одна из важнейших характеристик эффективности турбореактивных двигателей - удельный импульс, равный отношению тяги к секундному весовому расходу топлива, - приблизительно составляет 1300 с при числе Маха полета 1 и снижается до ~800 с при числе Маха 1,25.Modern high-speed unmanned aerial vehicles, as a rule, are equipped with small-sized turbojet or ramjet engines. It is known that the efficiency of small turbojet engines during flight at a speed exceeding the speed of sound decreases sharply (VV Rostopchin. Micro-turbojet engine for unmanned aerial vehicles, Moscow, Central Research Institute of ARKS, 2004). Thus, one of the most important characteristics of the efficiency of turbojet engines — the specific impulse equal to the ratio of thrust to the second weighted fuel consumption — is approximately 1300 s with a Mach number of
Существующие прямоточные воздушно-реактивные двигатели, работающие на термодинамическом цикле с непрерывным дефлаграционным горением топлива при постоянном давлении, эффективны в диапазоне чисел Маха полета летательного аппарата приблизительно от 2 до 6. Одна из важнейших характеристик летательного аппарата с прямоточным воздушно-реактивным двигателем - это минимальное число Маха, при котором начинается автономный полет летательного аппарата после стартового ускорения, обеспеченного теми или иными вспомогательными разгонными устройствами. Как указано выше, для существующих летательных аппаратов с прямоточным воздушно-реактивным двигателем это число Маха приблизительно равно 2. При меньшей скорости полета набегающий поток воздуха имеет низкое давление торможения, что сужает область устойчивой работы воздухозаборного устройства и снижает тяговые характеристики двигателя до критических значений, при которых автономный полет летательного аппарата становится невозможным. Чтобы разогнать летательный аппарат до такой скорости, обычно используют вспомогательные разгонные устройства, например ракетные двигатели. Ракетные двигатели, используемые для стартового ускорения летательного аппарата, имеют относительно низкие удельные тяговые характеристики, что приводит к увеличению стартовой массы и стартовых габаритов летательного аппарата. Так, например, оценка по известной формуле Циолковского К.Э. показывает, что для разгона летательного аппарата до числа Маха М=1 требуется вспомогательное разгонное устройство в виде ракетного двигателя, масса топлива которого составляет около 10-20% от массы всего летательного аппарата. Для разгона летательного аппарата до числа Маха М=2 требуется масса топлива около 20-40% от массы всего летательного аппарата. Видно, что для уменьшения стартовой массы летательного аппарата, необходимо снижать число Маха начала работы прямоточного воздушно-реактивного двигателя.Existing ramjet engines operating on a thermodynamic cycle with continuous deflagration fuel combustion at constant pressure are effective in the range of Mach flight numbers of an aircraft from about 2 to 6. One of the most important characteristics of an aircraft with a ramjet engine is the minimum number Mach, in which an autonomous flight of an aircraft begins after a launch acceleration provided by various auxiliary accelerating devices with water. As indicated above, for existing aircraft with a ramjet engine, this Mach number is approximately 2. At a lower flight speed, the incoming air flow has a low braking pressure, which narrows the area of stable operation of the air intake device and reduces the thrust characteristics of the engine to critical values, which autonomous flight of the aircraft becomes impossible. To accelerate the aircraft to this speed, auxiliary acceleration devices, such as rocket engines, are usually used. The rocket engines used for launch acceleration of the aircraft have relatively low specific thrust characteristics, which leads to an increase in the starting mass and launch dimensions of the aircraft. So, for example, an assessment according to the well-known formula of Tsiolkovsky K.E. shows that to accelerate the aircraft to Mach number M = 1, an auxiliary acceleration device in the form of a rocket engine is required, the fuel mass of which is about 10-20% of the mass of the entire aircraft. To accelerate the aircraft to the Mach number M = 2, a fuel mass of about 20-40% of the mass of the entire aircraft is required. It is seen that in order to reduce the starting mass of the aircraft, it is necessary to reduce the Mach number of the beginning of the operation of the ramjet engine.
Тяговые характеристики прямоточных воздушно-реактивных двигателей фактически достигли предельных значений и их дальнейшее повышение проблематично. Поэтому для получения значительного прироста эффективности прямоточных воздушно-реактивных двигателей рассматривают возможность использования термодинамического цикла с непрерывно-детонационным горением топлива в кольцевой камере сгорания (Фролов С.М., Звегинцев В.И., Иванов В.С, Аксенов В.С, Шамшин И.О., Внучков Д.А., Наливайченко Д.Г., Берлин А.А., Фомин В.М. Непрерывно-детонационное горение водорода: результаты испытаний в аэродинамической трубе. Физика горения и взрыва, 2018, т. 54, №3, с. 116-123). Известно, что такой цикл имеет более высокий коэффициент полезного действия (Фролов С.М., Барыкин А.Е., Борисов А.А. Термодинамический цикл с детонационным сжиганием топлива. Химическая физика, 2004, том 23, №3, с. 17-25). Кроме того, по сравнению с непрерывным дефлаграционным горением непрерывно-детонационное горение топлива имеет ряд преимуществ. Так, при непрерывном дефлаграционном горении энерговыделение происходит по всему сечению камеры сгорания двигателя и создает противодавление набегающему потоку воздуха, что затрудняет организовать рабочий процесс при относительно низкой скорости полета летательного аппарата и приводит к нарушению работы воздухозаборного устройства. При непрерывно-детонационном горении энерговыделение происходит в узкой зоне реакции в одной или нескольких детонационных волнах, непрерывно циркулирующих в кольцевой камере сгорания. Поскольку детонационная волна в каждый момент времени занимает лишь малую часть поперечного сечения камеры сгорания, это позволяет организовать рабочий процесс при относительно низкой скорости полета летательного аппарата без нарушения работы воздухозаборного устройства. Другое важное преимущество непрерывно-детонационного горения - возможность организации рабочего процесса с высокой полнотой сгорания в двигателе с относительно малым продольным размером, соответствующим длине самоподдерживающейся детонационной волны. Это позволяет существенно уменьшить потери полного давления в тракте двигателя по сравнению с двигателем на непрерывном дефлаграционном горении. К недостаткам непрерывно-детонационного горения можно отнести его нестационарный характер, однако ввиду высокой скорости детонационных волн, непрерывно циркулирующих в кольцевой камере сгорания, пульсации параметров течения в реактивной струе двигателя являются высокочастотными (несколько килогерц), а рабочий процесс - квазистационарным.The traction characteristics of ramjet engines have actually reached limit values and their further increase is problematic. Therefore, to obtain a significant increase in the efficiency of ramjet engines, the possibility of using a thermodynamic cycle with continuous detonation combustion of fuel in an annular combustion chamber is considered (Frolov S.M., Zvegintsev V.I., Ivanov V.S., Aksenov V.S., Shamshin I.O., Vnuchkov D.A., Nalivaichenko D.G., Berlin A.A., Fomin V.M. Continuous detonation combustion of hydrogen: results of tests in a wind tunnel.Physics of Combustion and Explosion, 2018, v. 54 No. 3, pp. 116-123). It is known that such a cycle has a higher efficiency (Frolov S.M., Barykin A.E., Borisov A.A. Thermodynamic cycle with detonation fuel combustion. Chemical Physics, 2004, Volume 23, No. 3, p. 17 -25). In addition, in comparison with continuous deflagration combustion, continuous detonation fuel combustion has several advantages. Thus, with continuous deflagration combustion, energy is released over the entire cross section of the engine’s combustion chamber and creates a backpressure against the incoming air flow, which makes it difficult to organize the working process at a relatively low flight speed of the aircraft and leads to disruption of the intake device. During continuous detonation combustion, energy release occurs in a narrow reaction zone in one or more detonation waves that continuously circulate in the annular combustion chamber. Since the detonation wave at each moment of time occupies only a small part of the cross section of the combustion chamber, this allows you to organize the working process at a relatively low flight speed of the aircraft without disrupting the operation of the air intake device. Another important advantage of continuous detonation combustion is the possibility of organizing a workflow with a high degree of combustion in an engine with a relatively small longitudinal size corresponding to the length of a self-sustaining detonation wave. This can significantly reduce the loss of total pressure in the engine path compared to a continuous deflagration combustion engine. The disadvantages of continuous detonation combustion include its unsteady nature, however, due to the high speed of detonation waves continuously circulating in the annular combustion chamber, the pulsations of the flow parameters in the jet stream of the engine are high-frequency (several kilohertz), and the working process is quasi-stationary.
В наших работах (Дубровский А.В., Иванов В.С, Зангиев А.Э., Фролов С.М. Трехмерное численное моделирование характеристик прямоточной воздушно-реактивной силовой установки с непрерывно-детонационной камерой сгорания в условиях сверхзвукового полета. Химическая физика, 2016, том 35, №6, с. 49-63; Frolov S.М., Zvegintsev V.I., Ivanov V.S., Aksenov V.S., Shamshin I.O., Vnuchkov D.A., Nalivaichenko D.G., Berlin A.A., Fomin V.M., Shiplyuk A.N., Yakovlev N.N. Hydrogen-fueled detonation ramjet: Wind tunnel tests at approach air stream Mach number and stagnation temperature 1500 K. International Journal of Hydrogen Energy, Vol. 43, pp. 7515-7524; Фролов С.М., Звегинцев В.И., Иванов B.C., Аксенов B.C., Шамшин И.О., Внучков Д.А., Наливайченко Д.Г., Берлин А.А., Фомин В.М. Непрерывно-детонационное горение водорода: результаты испытаний в аэродинамической трубе. Физика горения и взрыва, 2018, т. 54, №3, с. 116-123) описаны результаты расчетов и огневых испытаний водородного непрерывно-детонационного прямоточного воздушно-реактивного двигателя с кольцевой камерой сгорания в условиях набегающего сверхзвукового воздушного потока. Непрерывно-детонационный рабочий процесс с положительной эффективной тягой был экспериментально реализован в диапазоне чисел Маха набегающего воздушного потока от 4 до 8 при температуре торможения от 300 К до 1500 К, причем в огневых испытаниях разработанного демонстратора двигателя зарегистрированы высокие значения полной тяги (до 2200 Н) и удельного импульса (до 3600 с).In our works (Dubrovsky A.V., Ivanov V.S., Zangiev A.E., Frolov S.M. Three-dimensional numerical modeling of the characteristics of a direct-flow air-reactive power plant with a continuous detonation combustion chamber under conditions of supersonic flight. Chemical Physics, 2016, Vol. 35, No. 6, pp. 49-63; Frolov S.M., Zvegintsev VI, Ivanov VS, Aksenov VS, Shamshin IO, Vnuchkov DA, Nalivaichenko DG, Berlin AA, Fomin VM, Shiplyuk AN, Yakovlev NN Hydrogen -fueled detonation ramjet: Wind tunnel tests at approach air stream Mach number and stagnation temperature 1500 K. International Journal of Hydrogen Energy, Vol. 43, pp. 7515-7524; Frolov S.M., Zvegintsev V.I., Ivanov BC , Aksenov BC, Shamshin I.O., Granddaughters D.A., Nalivaichenko D.G., Berlin A.A., Fomin V.M. Continuous detonation combustion of hydrogen: results of tests in a wind tunnel.Physics of Combustion and Explosion, 2018, v. 54, No. 3, p. 116-123) describes the results of calculations and fire tests of a hydrogen continuous detonation ramjet engine with an annular combustion chamber in an incident supersonic air flow. A continuous detonation workflow with positive effective thrust was experimentally implemented in the range of Mach numbers of the incoming air flow from 4 to 8 at a braking temperature of 300 K to 1500 K, and high values of full thrust (up to 2200 N) were recorded in the fire tests of the developed engine demonstrator and specific impulse (up to 3600 s).
Ввиду отмеченных выше отличительных особенностей детонационного горения можно ожидать, что минимальное число Маха, при котором начинается автономный полет летательного аппарата, оснащенного прямоточным воздушно-реактивным двигателем, будет меньше для двигателя с непрерывно-детонационным горением, чем для двигателя, работающего на непрерывном дефлаграционном горении топлива.In view of the distinguishing features of detonation combustion noted above, it can be expected that the minimum Mach number at which an autonomous flight of an aircraft equipped with a ramjet engine will start will be less for a continuously detonating engine than for an engine running on continuous deflagration fuel combustion .
Известны способ и устройство, предложенные в патенте РФ 2585328 С2, F02K 7/02 (2006.01), F02K 7/14 (2006.01), 27.05.2016. Детонационно-дефлаграционный пульсирующий прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит сверхзвуковой воздухозаборник, систему непрерывной подачи топлива, решеточный пластинчатый гаситель детонационных волн, расположенный так, что в него поступает хорошо перемешанная горючая смесь, камеру сгорания и выхлопное сопло. Сверхзвуковой воздухозаборник тормозит набегающий высокоскоростной сверхзвуковой поток воздуха до чисел Маха М=3-4. Решеточный пластинчатый гаситель содержит одну или более пластин, расположенных вдоль оси проточного тракта двигателя. Поперечный размер каждого канала, образованного пластинами гасителя, меньше, чем поперечный размер ячеек, образующихся при горении детонационной волны, движущейся против потока и набегающей на тот же гаситель, что останавливает и гасит распространение детонационной волны при попадании в узкие каналы гасителя, а ударные волны, возникающие при погасании детонационной волны, сверхзвуковым потоком выносит из каналов в камеру сгорания, препятствуя разрушению ими течения набегающего потока и ограничивая движение детонационных и ударных волн частью гасителя и камерой сгорания, обеспечивая переход горения в детонацию, в результате чего организуется непрерывное нестационарное горение в динамически пульсирующих (возникающих и гаснущих) детонационных волнах и фронтах медленного горения. Технический результат - увеличение тяги и расширение диапазона скоростей полета до чисел Маха М=5-8 при уменьшении теплонапряженности тракта двигателя по сравнению с прямоточным воздушно-реактивным двигателем и прямоточным воздушно-реактивным двигателем со сверхзвуковым горением. Способ и устройство имеют недостатки. Во-первых, элементы решеточного пластинчатого гасителя детонационных волн загромождают проточный тракт двигателя и приводят к большим потерям полного давления. Во-вторых, предполагаемое минимальное число Маха автономного полета превышает М=3-4 вследствие торможения воздушного потока в сверхзвуковом воздухозаборнике, что требует применения мощных вспомогательных разгонных устройств, способных обеспечить столь высокую скорость полета.The known method and device proposed in the patent of the Russian Federation 2585328 C2, F02K 7/02 (2006.01), F02K 7/14 (2006.01), 05/27/2016. The detonation-deflagration pulsating ramjet engine contains a supersonic air intake, a continuous fuel supply system, a lattice plate damper of detonation waves, located so that it receives a well-mixed combustible mixture, a combustion chamber and an exhaust nozzle. The supersonic air intake inhibits the oncoming high-speed supersonic air flow to Mach numbers M = 3-4. The grating plate damper comprises one or more plates located along the axis of the engine flow path. The transverse size of each channel formed by the absorber plates is smaller than the transverse size of the cells generated during the combustion of a detonation wave, moving against the flow and incident on the same damper, which stops and dampens the propagation of the detonation wave when it enters the narrow channels of the damper, and shock waves, arising from the extinction of the detonation wave, it carries out from the channels into the combustion chamber by a supersonic flow, preventing them from breaking the flow of the incoming flow and restricting the movement of detonation and shock waves n absorber part and the combustion chamber, providing the transition from combustion to detonation, whereby arranged continuous unsteady combustion in a dynamically pulsating (emerging and fading) detonation wave fronts and slow combustion. The technical result is an increase in thrust and an extension of the range of flight speeds to Mach numbers M = 5-8 with a decrease in the heat stress of the engine path compared to a ramjet engine and a ramjet engine with supersonic combustion. The method and device have disadvantages. Firstly, the elements of the grating plate damper of detonation waves clutter the engine flow path and lead to large losses of total pressure. Secondly, the estimated minimum Mach number of autonomous flight exceeds M = 3-4 due to the inhibition of air flow in a supersonic air intake, which requires the use of powerful auxiliary booster devices that can provide such a high flight speed.
Известны способ и устройство, предложенные в патенте РФ 2573427 С2, F02K 7/02 (2006.01), F02K 7/14 (2006.01), 27.05.2016. Способ сжигания топливовоздушной смеси для создания реактивной тяги в прямоточном воздушно-реактивном двигателе со спиновой детонационной волной заключается в том, что набегающий высокоскоростной поток тормозят до чисел Маха в диапазоне от М=3 до М=4 в сверхзвуковом двухступенчатом воздухозаборнике с затупленным центральным телом. Далее подают в поток топливо, закручивают образующийся топливовоздушный поток хорошо перемешанной горючей смеси, тормозят до дозвуковой осевой компоненты скорости, инициируют воспламенение закрученной хорошо перемешанной топливовоздушной смеси и сжигают в спиновой детонационной волне. Детонационные и ударные волны, распространяющиеся против потока, гасят набегающим сверхзвуковым потоком топливовоздушной смеси. Образующиеся при сжигании продукты сгорания направляют на создание реактивной тяги двигателя. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель со спиновой детонационной волной для высокоскоростных полетов содержит сверхзвуковой двухступенчатый воздухозаборник с затупленным центральным телом, систему слива энтропийного и пограничных слоев, топливные пилоны с соплами для подачи топлива в набегающий воздушный поток, венцы которых выполнены и расположены так, что продолжают торможение и закручивают образующийся топливовоздушный поток, кольцевой решеточный гаситель детонационных и ударных волн, осесимметричное кольцевое сопло, имеющее расширяющуюся внешнюю обечайку и центральное тело с донным срезом. Кольцевой решеточный гаситель детонационных и ударных волн содержит кольцевые решетчатые перегородки, образующие каналы, для торможения и поворота топливовоздушного потока до дозвуковой осевой компоненты скорости с сохранением сверхзвуковой скорости в каналах гасителя. На выходе гасителя расположена кольцевая детонационная камера сгорания, начальный внутренний радиус которой меньше внутреннего радиуса колец гасителя. На выходе камеры сгорания расположена кольцевая решетка, спрямляющая выходящий поток. Изобретение направлено на интенсификацию скорости химических реакций горения и энерговыделения за счет спинового детонационного горения хорошо перемешанной топливовоздушной смеси. Способ и устройство имеют недостатки. Во-первых, элементы кольцевого решетчатого гасителя детонационных и ударных волн загромождают проточный тракт двигателя и приводят к большим потерям полного давления. Во-вторых, предполагаемое минимальное число Маха автономного полета превышает М=3-4 вследствие торможения воздушного потока в сверхзвуковом двухступенчатом воздухозаборнике с затупленным центральным телом, что требует применения мощных вспомогательных разгонных устройств, способных обеспечить столь высокую скорость полета.The known method and device proposed in the patent of the Russian Federation 2573427 C2, F02K 7/02 (2006.01), F02K 7/14 (2006.01), 05/27/2016. The method of burning the air-fuel mixture to create jet thrust in a ramjet engine with a spin detonation wave is that the incoming high-speed flow is slowed down to Mach numbers in the range from M = 3 to M = 4 in a supersonic two-stage air intake with a dull central body. Next, fuel is fed into the stream, the resulting air-fuel stream is twisted into the well-mixed combustible mixture, braked to the subsonic axial velocity component, ignition of the swirling well-mixed fuel-air mixture is initiated, and burnt in a spin detonation wave. Detonation and shock waves propagating against the flow are quenched by the supersonic flow of the air-fuel mixture. The combustion products formed during combustion are directed to create jet thrust of the engine. A ramjet engine with a spin detonation wave for high-speed flights contains a supersonic two-stage air intake with a dull central body, a drainage system for the entropy and boundary layers, fuel pylons with nozzles for supplying fuel to the incoming air flow, the crowns of which are made and arranged so that they continue braking and spin the resulting air-fuel flow, annular lattice damper of detonation and shock waves, axisymmetric annular nozzle, I have its flared outer shroud and a central body with a base cut. The annular lattice damper of detonation and shock waves contains annular lattice partitions forming channels for braking and turning the air-fuel flow to the subsonic axial velocity component while maintaining the supersonic velocity in the absorber channels. At the outlet of the damper there is an annular detonation combustion chamber, the initial inner radius of which is less than the inner radius of the damper rings. An annular lattice is located at the outlet of the combustion chamber, which straightens the exit stream. The invention is aimed at intensifying the rate of chemical reactions of combustion and energy release due to spin detonation combustion of a well-mixed air-fuel mixture. The method and device have disadvantages. Firstly, the elements of the annular lattice absorber of detonation and shock waves clutter the engine flow path and lead to large losses of total pressure. Secondly, the estimated minimum Mach number of autonomous flight exceeds M = 3-4 due to air flow inhibition in a supersonic two-stage air intake with a dull central body, which requires the use of powerful auxiliary accelerating devices capable of providing such a high flight speed.
Наиболее близким к предлагаемому изобретению по технической сущности являются способ и устройство, предложенные в статье Фролова С.М., Звегинцева В.И., Иванова B.C., Аксенова B.C., Шамшина И.О., Внучкова Д.А., Наливайченко Д.Г., Берлина А.А., Фомина В.М. Непрерывно-детонационное горение водорода: результаты испытаний в аэродинамической трубе. Физика горения и взрыва, 2018, т. 54, №3, с. 116-123. Способ-прототип включает разгон летательного аппарата с установленным на нем прямоточным воздушно-реактивным двигателем на непрерывно-детонационном горении до сверхзвуковой скорости полета с числом Маха не менее М=4, обеспечивающей начало автономного полета летательного аппарата, частичное торможение набегающего сверхзвукового воздушного потока в косых скачках уплотнения и в пристеночном пограничном слое перед поступлением в кольцевую камеру сгорания, непрерывную подачу топлива в зону смешения с воздухом, формирование детонационноспособной смеси топлива и воздуха, инициирование непрерывно-детонационного горения топливной смеси, истечение продуктов детонации из кольцевой камеры сгорания со сверхзвуковой скоростью через кольцевое сопло с образованием реактивной струи. Устройство-прототип содержит осесимметричный сверхзвуковой трехскачковый воздухозаборник, рассчитанный на частичное торможение набегающего сверхзвукового воздушного потока в трех косых скачках уплотнения, осесимметричное центральное тело, расширяющуюся осесимметричную кольцевую камеру сгорания с поясом форсунок радиальной подачи топлива и расширяющееся кольцевое сопло. Центральное тело образовано передним и задним конусами, соединенными основаниями. Способ-прототип и устройство-прототип имеют недостатки:Closest to the proposed invention in technical essence are the method and device proposed in the article Frolova S.M., Zvegintseva V.I., Ivanova BC, Aksenova BC, Shamshina I.O., Vnuchkova D.A., Nalyvaychenko D.G. ., Berlin A.A., Fomina V.M. Continuous-detonation combustion of hydrogen: wind tunnel test results. Combustion and Explosion Physics, 2018, v. 54, No. 3, p. 116-123. The prototype method includes accelerating an aircraft with a ramjet engine installed on it for continuous detonation combustion to a supersonic flight speed with a Mach number of at least M = 4, ensuring the start of an autonomous flight of the aircraft, partial braking of the incident supersonic air flow in oblique jumps seals in the parietal boundary layer before entering the annular combustion chamber, continuous supply of fuel to the mixing zone with air, formation of detonation special mixture of fuel and air, the initiation of continuous-detonation combustion of the fuel mixture, the expiration of detonation products from the annular combustion chamber at a supersonic speed through the annular nozzle with the formation of a jet stream. The prototype device contains an axisymmetric supersonic three-hop air intake designed for partial braking of the incident supersonic air flow in three oblique shock waves, an axisymmetric central body, an expanding axisymmetric annular combustion chamber with a belt of radial fuel injectors and an expanding annular nozzle. The central body is formed by front and rear cones connected by bases. The prototype method and the prototype device have disadvantages:
(1) предполагаемое минимальное число Маха автономного полета превышает М=4, что требует применения мощных вспомогательных разгонных устройств, способных обеспечить столь высокую скорость полета;(1) the estimated minimum Mach number of autonomous flight exceeds M = 4, which requires the use of powerful auxiliary booster devices capable of providing such a high flight speed;
(2) ограниченный объем для размещения функциональных блоков (полезной нагрузки, элементов системы управления, подачи топлива и др.);(2) a limited amount for the placement of functional blocks (payload, control system elements, fuel supply, etc.);
(3) Для защиты функциональных блоков от высоких температур и вибраций, вызванных непрерывно-детонационным горением, требуется применение специальных мер и подходов.(3) To protect functional blocks from high temperatures and vibrations caused by continuous detonation combustion, special measures and approaches are required.
Раскрытие изобретенияDisclosure of Invention
Задача изобретения - создание такого способа организации рабочего процесса в прямоточном воздушно-реактивном двигателе с непрерывно-детонационным горением, который обеспечит начало автономного полета летательного аппарата с таким двигателем при низком числе Маха, обеспечит достаточный объем для размещения функциональных блоков и обеспечит защиту функциональных блоков от высоких температур и вибраций, вызванных непрерывно-детонационным горением, с использованием стандартных мер и подходов.The objective of the invention is the creation of such a method of organizing a workflow in a ramjet engine with continuous detonation combustion, which will ensure the start of an autonomous flight of an aircraft with such an engine with a low Mach number, provide sufficient volume to accommodate functional blocks and protect functional blocks from high temperatures and vibrations caused by continuous detonation combustion using standard measures and approaches.
Задача изобретения - создание устройства для осуществления способа организации рабочего процесса в прямоточном воздушно-реактивном двигателе с непрерывно-детонационным горением, которое обеспечит начало автономного полета летательного аппарата с таким двигателем при низком числе Маха, обеспечит достаточный объем для размещения функциональных блоков и обеспечит защиту функциональных блоков от высоких температур и вибраций, вызванных непрерывно-детонационным горением, с использованием стандартных мер и подходов.The objective of the invention is the creation of a device for implementing a method of organizing a work process in a ramjet engine with continuous detonation combustion, which will ensure the start of an autonomous flight of an aircraft with such an engine with a low Mach number, will provide sufficient volume to accommodate functional blocks and protect functional blocks from high temperatures and vibrations caused by continuous detonation combustion, using standard measures and approaches.
Решение поставленной задачи достигается предлагаемыми:The solution to this problem is achieved by the proposed:
- способом организации рабочего процесса в прямоточном воздушно-реактивном двигателе с непрерывно-детонационным горением, включающим разгон летательного аппарата до сверхзвуковой скорости, обеспечивающей начало автономного полета летательного аппарата с таким двигателем, частичное торможение набегающего сверхзвукового воздушного потока в косых скачках уплотнения и в пристеночном пограничном слое перед поступлением в кольцевую камеру сгорания, непрерывную подачу топлива в зону смешения с воздухом, формирование детонационноспособной смеси топлива и воздуха, инициирование непрерывно-детонационного горения топливной смеси, истечение продуктов детонации из кольцевой камеры сгорания через кольцевое сопло со сверхзвуковой скоростью с образованием реактивной струи и созданием реактивной тяги, в котором набегающий сверхзвуковой воздушный поток сначала частично тормозится в косых скачках уплотнения и в пристеночном пограничном слое, а затем ускоряется в веере волн разрежения с частичным восстановлением параметров набегающего сверхзвукового воздушного потока и поступает в прямоточный воздушно-реактивный двигатель в виде слабо заторможенного сверхзвукового воздушного потока, при этом одна часть воздуха направляется в кольцевую камеру сгорания для формирования детонационноспособной смеси топлива и воздуха на таком удалении от входного сечения кольцевой камеры сгорания, чтобы непрерывно-детонационное горение в кольцевой камере сгорания не приводило к вытеснению смеси топлива и воздуха, а также горячих продуктов детонации из кольцевой камеры сгорания через ее входное сечение, а другая часть, включающая пристеночный пограничный слой, направляется в обход кольцевой камеры сгорания, чтобы обеспечить охлаждение стенок кольцевой камеры сгорания и предотвратить газодинамическое влияние непрерывно-детонационного горения смеси топлива и воздуха в кольцевой камере сгорания на течение слабо заторможенного сверхзвукового воздушного потока на входе в прямоточный воздушно-реактивный двигатель.- a method of organizing a working process in a ramjet engine with continuous detonation combustion, including accelerating the aircraft to supersonic speed, ensuring the start of an autonomous flight of an aircraft with such an engine, partial braking of the incident supersonic air flow in oblique shock waves and in the wall boundary layer before entering the annular combustion chamber, a continuous supply of fuel to the mixing zone with air, the formation of detonation mixture of fuel and air, initiation of continuous detonation combustion of the fuel mixture, outflow of detonation products from the annular combustion chamber through the annular nozzle at a supersonic speed with the formation of a jet stream and the creation of reactive thrust in which the incident supersonic air flow is first partially inhibited in oblique shock waves and in the near-boundary boundary layer, and then accelerates in a fan of rarefaction waves with a partial restoration of the parameters of the incident supersonic air flow and from enters a ramjet in the form of a slightly inhibited supersonic air flow, with one part of the air being directed into the annular combustion chamber to form a detonation-friendly mixture of fuel and air at such a distance from the inlet section of the annular combustion chamber so that continuous detonation combustion in the annular chamber combustion did not lead to the displacement of the mixture of fuel and air, as well as hot detonation products from the annular combustion chamber through its inlet section, and the other part, including The flashing near-wall boundary layer is directed to bypass the annular combustion chamber to provide cooling of the walls of the annular combustion chamber and to prevent the gas-dynamic effect of continuous detonation combustion of the fuel-air mixture in the annular combustion chamber on the flow of weakly inhibited supersonic air flow at the inlet of the ramjet engine .
- устройством, включающим сверхзвуковой воздухозаборник, центральное тело с передним и задним конусами, кольцевую камеру сгорания с поясом форсунок подачи топлива и кольцевое сопло, в котором центральное тело содержит дополнительный участок между передним и задним конусами, а сверхзвуковой воздухозаборник сообщается с кольцевой камерой сгорания и с газодинамическим изолятором, выполненным в виде обводного канала и расположенным между кольцевой камерой сгорания и внешней стенкой заднего конуса центрального тела, причем передняя кромка стенки, отделяющей кольцевую камеру сгорания от газодинамического изолятора, смещена вглубь сверхзвукового воздухозаборника, а задняя кромка стенки, отделяющей кольцевую камеру сгорания от газодинамического изолятора, смещена вглубь кольцевого сопла.- a device comprising a supersonic air intake, a central body with front and rear cones, an annular combustion chamber with a belt of fuel nozzles and an annular nozzle in which the central body contains an additional section between the front and rear cones, and a supersonic air intake communicates with the annular combustion chamber and with gas-dynamic insulator, made in the form of a bypass channel and located between the annular combustion chamber and the outer wall of the rear cone of the Central body, and the front chrome a wall that separates the annular combustion chamber of a gas-dynamic insulator shifted deep into the supersonic air intake, and the rear edge of the wall separating the combustion chamber from the annular gas-dynamic insulator shifted deep into the annular nozzle.
Дополнительный участок центрального тела может иметь коническую, цилиндрическую или другую форму, обеспечивающую безотрывное течение сверхзвукового воздушного потока.An additional section of the central body may have a conical, cylindrical, or other shape, providing a continuous flow of supersonic air flow.
Сверхзвуковой воздухозаборник может быть выполнен по схеме внутреннего сжатия за счет профилирования его внутреннего тракта или по схеме сжатия в присоединенных косых скачках уплотнения.The supersonic air intake can be made according to the internal compression scheme due to the profiling of its internal path or according to the compression scheme in the attached oblique shock waves.
Пояс форсунок подачи топлива в кольцевой камере сгорания расположен на таком удалении от входного сечения кольцевой камеры сгорания, чтобы непрерывно-детонационное горение в кольцевой камере сгорания не приводило к вытеснению смеси топлива и воздуха, а также горячих продуктов детонации из кольцевой камеры сгорания через ее входное сечение.The belt of fuel injectors in the annular combustion chamber is located at such a distance from the inlet section of the annular combustion chamber so that continuous detonation combustion in the annular combustion chamber does not displace the mixture of fuel and air, as well as hot detonation products from the annular combustion chamber through its inlet section .
Задний конус осесимметричного центрального тела может быть усеченным и иметь форму прямого конуса или конуса с профилированной боковой поверхностью.The rear cone of the axisymmetric central body can be truncated and have the form of a straight cone or cone with a profiled side surface.
Кольцевое сопло предпочтительно выполнено в виде расширяющегося кольцевого канала, чтобы обеспечить полное расширение продуктов детонации, поступающих из кольцевой камеры сгорания, и потока воздуха, поступающего из газодинамического изолятора, до атмосферного давления без скачков уплотнения.The annular nozzle is preferably made in the form of an expanding annular channel in order to ensure the full expansion of the detonation products coming from the annular combustion chamber and the air flow coming from the gas-dynamic insulator to atmospheric pressure without shock waves.
Краткое описание чертежейBrief Description of the Drawings
На фиг. 1 приведена схема заявляемого устройства. На фиг. 1 обозначено: 1 - осесимметричное центральное тело, 2 - осесимметричный сверхзвуковой воздухозаборник, 3 - осесимметричная кольцевая камера сгорания, 4 - газодинамический изолятор, 5 - кольцевое сопло, I - передний конус центрального тела, II - задний конус центрального тела, III - дополнительный участок центрального тела, ЛТ - линия тока, КСУ - косой скачок уплотнения, BP - веер волн разрежения, С - стенка, ПКС - передняя кромка стенки, ЗКС - задняя кромка стенки, ПФ - пояс форсунок подачи топлива, Т - топливо.In FIG. 1 shows a diagram of the inventive device. In FIG. 1 is designated: 1 - axisymmetric central body, 2 - axisymmetric supersonic air intake, 3 - axisymmetric annular combustion chamber, 4 - gas-dynamic insulator, 5 - annular nozzle, I - front cone of the central body, II - rear cone of the central body, III - additional section central body, LT - streamline, KSU - oblique shock wave, BP - fan of rarefaction waves, C - wall, PKS - front wall edge, ZKS - trailing edge of the wall, PF - belt for fuel injectors, T - fuel.
На фиг. 2 показана расчетная зависимость удельного импульса (по топливу) предлагаемого устройства в диапазоне чисел Маха набегающего потока воздуха от 1.7 до 2.2.In FIG. 2 shows the calculated dependence of the specific impulse (fuel) of the proposed device in the range of Mach numbers of the incoming air flow from 1.7 to 2.2.
Осуществление изобретенияThe implementation of the invention
Устройство состоит из сверхзвукового воздухозаборника (2), центрального тела (1), кольцевой камеры сгорания (3) с поясом форсунок подачи топлива (ПФ) и кольцевого сопла (5). Центральное тело (1) имеет дополнительный участок (III), расположенный между передним (I) и задним конусами (II) и выполненный в виде усеченного конуса, причем его меньшее основание обращено к заднему конусу (II) центрального тела (1). Сверхзвуковой воздухозаборник (2) сообщается с кольцевой камерой сгорания (3) и с газодинамическим изолятором (4), выполненным в виде обводного канала и расположенным между кольцевой камерой сгорания (3) и внешней стенкой заднего конуса (II) центрального тела (1), причем передняя кромка (ПКС) стенки (С), отделяющей кольцевую камеру сгорания (3) от газодинамического изолятора (4), смещена вглубь сверхзвукового воздухозаборника (2), а задняя кромка (ЗКС) стенки (С), отделяющей кольцевую камеру сгорания (3) от газодинамического изолятора (4), смещена вглубь кольцевого сопла (5). Устройство также включает функциональные блоки: систему инициирования детонации, систему управления и систему подачи топлива (на фиг. 1 не показаны).The device consists of a supersonic air intake (2), a central body (1), an annular combustion chamber (3) with a belt of fuel injectors (PF) and an annular nozzle (5). The central body (1) has an additional section (III) located between the front (I) and rear cones (II) and made in the form of a truncated cone, with its smaller base facing the rear cone (II) of the central body (1). The supersonic air intake (2) communicates with the annular combustion chamber (3) and with the gas-dynamic insulator (4), made in the form of a bypass channel and located between the annular combustion chamber (3) and the outer wall of the rear cone (II) of the central body (1), and the leading edge (PKS) of the wall (C) separating the annular combustion chamber (3) from the gas-dynamic insulator (4) is displaced deep into the supersonic air intake (2), and the trailing edge (ZKS) of the wall (C) separating the annular combustion chamber (3) from the gas-dynamic insulator (4), is displaced deep annular nozzle (5). The device also includes functional blocks: a detonation initiation system, a control system and a fuel supply system (not shown in FIG. 1).
Предлагаемое устройство работает следующим образом.The proposed device operates as follows.
Устройство разгоняется любым известным способом до сверхзвуковой скорости полета с минимальным числом Маха, которое обеспечивает начало автономного полета летательного аппарата. На переднем конусе (I) центрального тела (1) имеется косой скачок уплотнения (КСУ), не входящий в сверхзвуковой воздухозаборник (2), а также веер волн разрежения (BP). Набегающий сверхзвуковой воздушный поток (см. линии тока ЛТ) сначала частично тормозится в косом скачке уплотнения (КСУ) и в пристеночном пограничном слое, а затем ускоряется в веере волн разрежения (BP) с частичным восстановлением параметров набегающего сверхзвукового воздушного потока и поступает в сверхзвуковой воздухозаборник (2) аппарата. На переднем конусе (I) центрального тела (1) имеется косой скачок уплотнения (КСУ), не попадающий в сверхзвуковой воздухозаборник (2), а также веер волн разрежения (BP). Набегающий сверхзвуковой воздушный поток (см. линии тока (ЛТ)) сначала частично тормозится в косом скачке уплотнения (КСУ) и в пристеночном пограничном слое, а затем ускоряется в веере волн разрежения (BP) с частичным восстановлением параметров набегающего сверхзвукового воздушного потока и поступает в сверхзвуковой воздухозаборник (2) воздушно-реактивного двигателя в виде слабо заторможенного сверхзвукового воздушного потока. В сверхзвуковом воздухозаборнике (2) слабо заторможенный сверхзвуковой воздушный поток разделяется на два потока: поток в кольцевую камеру сгорания (3) и поток в газодинамический изолятор (4). Воздух, поступающий в кольцевую камеру сгорания (3), смешивается с топливом (Т), которое непрерывно подается в кольцевую камеру сгорания (3) через пояс форсунок подачи топлива (ПФ) с помощью системы подачи топлива. В результате в кольцевой камере сгорания (3) формируется детонационноспособная смесь топлива и воздуха. Далее в кольцевой камере сгорания (3) происходит однократное инициирование непрерывно-детонационного горения в соответствии с принципом, изложенным в патенте WO 2014/129920 А1, Устройство для сжигания топлива в непрерывной детонационной волне, F23R 7/00 (2006.01), опубликованном 28.08.2014 (авторы Фролов С.М., Фролов Ф.С). Непрерывно-детонационное горение смеси топлива и воздуха в кольцевой камере сгорания (3) обеспечивает ускорение продуктов горения по направлению к выходному сечению кольцевой камеры сгорания (3) и кольцевого сопла (5) с образованием высокочастотной квазистационарной реактивной струи и созданием тяги. Следует отметить, что непрерывно-детонационное горение в кольцевой камере сгорания (3) организовано так, чтобы ни смесь топлива и воздуха, ни горячие продукты детонации не проникали в сверхзвуковой воздухозаборник (2). Это достигается благодаря формированию детонационноспособной смеси топлива и воздуха в средней части кольцевой камеры сгорания (3). Воздух, поступающий в газодинамический изолятор (4), включает пристеночный пограничный слой, образованный при обтекании центрального тела (1) сверхзвуковым воздушным потоком. Таким образом исключается негативное влияние пограничного слоя на заполнение кольцевой камеры сгорания (3) воздухом. Воздушный поток, направленный в газодинамический изолятор (4) в обход кольцевой камеры сгорания (3), с одной стороны, обеспечивает охлаждение стенок кольцевой камеры сгорания (3) и заднего конуса (II), а с другой стороны, предотвращает газодинамическое влияние непрерывно-детонационного горения смеси топлива и воздуха в кольцевой камере сгорания (3) на течение слабо заторможенного сверхзвукового воздушного потока на входе в сверхзвуковой воздухозаборник (2). Дело в том, что непрерывно-детонационное горение смеси топлива и воздуха в кольцевой камере сгорания (3) сопровождается генерацией газодинамических возмущений в виде регулярных ударных волн, бегущих по направлению к сверхзвуковому воздухозаборнику (2), которые вызывают повышение давления во входном сечении сверхзвукового воздухозаборника (2). Это может привести к нарушению работы сверхзвукового воздухозаборника (2) и к срыву непрерывно-детонационного горения в кольцевой камере сгорания (3). Благодаря тому, что передняя кромка (ПКС) стенки (С), отделяющей кольцевую камеру сгорания (3) от газодинамического изолятора (4), смещена вглубь сверхзвукового воздухозаборника (2), при выходе из кольцевой камеры сгорания (3) такие регулярные ударные волны эффективно ослабляются и трансформируются в слабые акустические возмущения, которые не нарушают работу сверхзвукового воздухозаборника (2). Следует также отметить, что непрерывно-детонационное горение в кольцевой камере сгорания (3) сопровождается генерацией газодинамических возмущений в виде регулярных ударных волн, бегущих по направлению к кольцевому соплу (5) и вызывающих высокочастотные пульсации реактивной струи и реактивной тяги, создаваемой двигателем. Кроме того, при слиянии потока продуктов детонации из кольцевой камеры сгорания (3) и потока воздуха из газодинамического изолятора (4) в кольцевом сопле (5) могут возникать поперечные газодинамические возмущения и скачки уплотнения, вызванные разностью давлений в этих потоках. Влияние этих факторов на реактивную тягу, создаваемую двигателем, ослабляется благодаря смещению задней кромки (ЗКС) стенки (С), отделяющей кольцевую камеру сгорания (3) от газодинамического изолятора (4), вглубь кольцевого сопла (5). Профилирование кольцевого сопла (5) обеспечивает полное расширение продуктов детонации, поступающих из кольцевой камеры сгорания (3), и потока воздуха, поступающего из газодинамического изолятора (4), до атмосферного давления без скачков уплотнения.The device accelerates in any known manner to supersonic flight speeds with a minimum Mach number, which provides the start of an autonomous flight of an aircraft. On the front cone (I) of the central body (1) there is an oblique shock wave (KSU), not included in the supersonic air intake (2), as well as a fan of rarefaction waves (BP). The incident supersonic air flow (see LT flow lines) is first partially decelerated in the oblique shock wave (CCU) and in the near-boundary boundary layer, and then accelerated in the fan of rarefaction waves (BP) with a partial restoration of the parameters of the incident supersonic air flow and enters the supersonic air intake (2) apparatus. On the front cone (I) of the central body (1) there is an oblique shock wave (KSU) that does not fall into the supersonic air intake (2), as well as a fan of rarefaction waves (BP). The incident supersonic air flow (see streamlines (LT)) is first partially decelerated in the oblique shock wave (CCU) and in the near-boundary boundary layer, and then accelerated in the fan of rarefaction waves (BP) with a partial restoration of the parameters of the incident supersonic air flow and enters supersonic air intake (2) of the jet engine in the form of weakly inhibited supersonic air flow. In a supersonic air intake (2), a weakly inhibited supersonic air stream is divided into two streams: a stream into an annular combustion chamber (3) and a stream into a gas-dynamic insulator (4). The air entering the annular combustion chamber (3) is mixed with fuel (T), which is continuously supplied to the annular combustion chamber (3) through the belt of the fuel supply nozzles (PF) using a fuel supply system. As a result, a detonative mixture of fuel and air is formed in the annular combustion chamber (3). Further, in the annular combustion chamber (3), a single initiation of continuous detonation combustion occurs in accordance with the principle described in patent WO 2014/129920 A1, Device for burning fuel in a continuous detonation wave, F23R 7/00 (2006.01), published on 08.28.2014 (authors Frolov S.M., Frolov F.S.). Continuous detonation combustion of a mixture of fuel and air in an annular combustion chamber (3) provides acceleration of combustion products towards the output section of an annular combustion chamber (3) and an annular nozzle (5) with the formation of a high-frequency quasistationary jet and thrust. It should be noted that continuous detonation combustion in an annular combustion chamber (3) is organized so that neither a mixture of fuel and air nor hot detonation products penetrate into a supersonic air intake (2). This is achieved due to the formation of a detonation-friendly mixture of fuel and air in the middle part of the annular combustion chamber (3). The air entering the gas-dynamic insulator (4) includes a wall boundary layer formed by supersonic air flow around the central body (1). This eliminates the negative effect of the boundary layer on the filling of the annular combustion chamber (3) with air. The air flow directed into the gas-dynamic insulator (4) bypassing the annular combustion chamber (3), on the one hand, provides cooling of the walls of the annular combustion chamber (3) and the rear cone (II), and, on the other hand, prevents the gas-dynamic effect of continuously detonating burning a mixture of fuel and air in an annular combustion chamber (3) during the flow of a slightly inhibited supersonic air flow at the inlet to a supersonic air intake (2). The fact is that continuous detonation combustion of a mixture of fuel and air in an annular combustion chamber (3) is accompanied by the generation of gas-dynamic disturbances in the form of regular shock waves traveling in the direction of the supersonic air intake (2), which cause an increase in pressure in the inlet section of the supersonic air intake ( 2). This can lead to disruption of the supersonic air intake (2) and to the disruption of continuous detonation combustion in the annular combustion chamber (3). Due to the fact that the leading edge (PKS) of the wall (C) separating the annular combustion chamber (3) from the gas-dynamic insulator (4) is displaced deep into the supersonic air intake (2), such regular shock waves are effective when exiting the annular combustion chamber (3) weaken and transform into weak acoustic disturbances that do not interfere with the operation of the supersonic air intake (2). It should also be noted that continuous detonation combustion in an annular combustion chamber (3) is accompanied by the generation of gas-dynamic disturbances in the form of regular shock waves traveling in the direction of the annular nozzle (5) and causing high-frequency pulsations of the jet stream and the jet propulsion generated by the engine. In addition, when the flow of detonation products from the annular combustion chamber (3) and the air stream from the gas-dynamic insulator (4) merge in the annular nozzle (5), transverse gas-dynamic perturbations and compression shocks may occur due to the pressure difference in these flows. The influence of these factors on the jet thrust generated by the engine is weakened due to the displacement of the trailing edge (ZKS) of the wall (C), which separates the annular combustion chamber (3) from the gas-dynamic insulator (4), deep into the annular nozzle (5). The profiling of the annular nozzle (5) provides a complete expansion of the detonation products coming from the annular combustion chamber (3) and the air flow coming from the gas-dynamic insulator (4) to atmospheric pressure without shock waves.
Приводим пример многомерного газодинамического расчета прямоточного воздушно-реактивного двигателя с непрерывно-детонационным горением смеси водорода и воздуха, соответствующего данному изобретению. Используемые расчетные модели проверены на экспериментальных данных по непрерывно-детонационному горению водородновоздушной смеси в кольцевых камерах сгорания внешним диаметром 306 мм (Фролов С.М., Дубровский А.В., Иванов B.C. //Хим. физика. 2013. Т. 32. №2. С. 56) и 406 мм (Frolov S.M., Aksenov V.S., Ivanov V.S., Shamshin I.O. //Intern. J. Hydrogen Energy. 2015. V. 40. P. 1616.) непрерывно-детонационного прямоточного воздушно-реактивного двигателя для условий полета с числом Маха 5 (Frolov S.M., Zvegintsev V.I., Ivanov V.S., Aksenov V.S., Shamshin I.O., Vnuchkov D.A., Nalivaichenko D.G., Berlin A.A., Fomin V.M., Shiplyuk A.N., Yakovlev N.N. Hydrogen-fueled detonation ramjet model: Wind tunnel tests at approach air stream Mach number 5.7 and stagnation temperature 1500 K, International Journal of Hydrogen Energy, 2018, Vol. 43, pp. 7515-7524) и показали хорошее согласие с измерениями. Расчет тяговых характеристик двигателя (тяги, удельного импульса, удельного расхода топлива, эффективной тяги) проводился по методикам, описанным в работе (Дубровский А.В., Иванов B.C., Зангиев А.Э., Фролов С.М. Трехмерное численное моделирование характеристик прямоточной воздушно-реактивной силовой установки с непрерывно-детонационной камерой сгорания в условиях сверхзвукового полета. Химическая физика, 2016, том 35, №6, с. 49-63).We give an example of a multidimensional gasdynamic calculation of a ramjet with continuous detonation combustion of a mixture of hydrogen and air in accordance with this invention. The calculation models used were verified on experimental data on the continuous detonation combustion of a hydrogen-air mixture in annular combustion chambers with an external diameter of 306 mm (Frolov S.M., Dubrovsky A.V., Ivanov BC // Chemical Physics. 2013. V. 32. No. 2.P. 56) and 406 mm (Frolov SM, Aksenov VS, Ivanov VS, Shamshin IO // Intern. J. Hydrogen Energy. 2015. V. 40. P. 1616.) of a continuous-detonation ramjet engine for flight conditions with a Mach number of 5 (Frolov SM, Zvegintsev VI, Ivanov VS, Aksenov VS, Shamshin IO, Vnuchkov DA, Nalivaichenko DG, Berlin AA, Fomin VM, Shiplyuk AN, Yakovlev NN Hydrogen-fueled detonation ramjet model: Wind tunnel test s at approach air stream Mach number 5.7 and stagnation temperature 1500 K, International Journal of Hydrogen Energy, 2018, Vol. 43, pp. 7515-7524) and showed good agreement with the measurements. Calculation of engine traction characteristics (traction, specific impulse, specific fuel consumption, effective traction) was carried out according to the methods described in (Dubrovsky A.V., Ivanov VS, Zangiev A.E., Frolov S.M. Three-dimensional numerical simulation of direct-flow characteristics an air-reactive power plant with a continuously detonating combustion chamber under supersonic flight conditions. Chemical Physics, 2016, Volume 35, No. 6, pp. 49-63).
Расчетная схема двигателя соответствовала схеме заявляемого устройства, представленной на фиг. 1. Расчеты проводили для условий обтекания (внешнего и внутреннего) двигателя на уровне моря безграничным набегающим потоком предварительно подготовленной стехиометрической во дородно-воздушной смеси с числом Маха от М=1.7 до М=2.2.The design scheme of the engine corresponded to the scheme of the inventive device shown in FIG. 1. The calculations were performed for the flow around the (external and internal) engine at sea level with an unlimited free flow of a pre-prepared stoichiometric in hydrogen-air mixture with a Mach number from M = 1.7 to M = 2.2.
Расчетная область представляла собой цилиндр, боковая поверхность которого удалена от силовой установки на достаточно большое расстояние, чтобы исключить ее влияние на течение внутри и в окрестности двигателя. На входе в расчетную область задавались число Маха набегающего сверхзвукового потока и статическая температура, турбулентная кинетическая энергия, диссипация турбулентной кинетической энергии и средние массовые доли газовых компонентов. На боковых границах и в выходном сечении расчетной области задавалось атмосферное статическое давление. Все остальные переменные (скорость, температура, турбулентная кинетическая энергия и ее диссипация, а также массовые концентрации компонентов) экстраполировались на эти границы из расчетной области. Статические давление и температура в набегающем сверхзвуковом потоке принимались равными 100 кПа и 293.15 К соответственно. Специальные расчеты с расширением расчетной области показали, что принятые граничные условия никак не влияли на решение поставленной задачи.The computational domain was a cylinder, the side surface of which was removed from the power plant at a sufficiently large distance to exclude its effect on the flow inside and in the vicinity of the engine. At the entrance to the computational domain, the Mach number of the incident supersonic flow and the static temperature, turbulent kinetic energy, dissipation of turbulent kinetic energy, and average mass fractions of gas components were specified. At the lateral boundaries and in the outlet section of the computational domain, atmospheric static pressure was set. All other variables (velocity, temperature, turbulent kinetic energy and its dissipation, as well as mass concentrations of the components) were extrapolated to these boundaries from the calculation domain. The static pressure and temperature in the incident supersonic flow were taken equal to 100 kPa and 293.15 K, respectively. Special calculations with the expansion of the computational domain showed that the adopted boundary conditions did not affect the solution of the problem.
На фиг. 2 показаны расчетные зависимости удельного импульса прямоточного воздушно-реактивного двигателя с непрерывно-детонационным горением смеси водорода и воздуха в диапазоне чисел Маха полета от 1.7 до 2.2.In FIG. Figure 2 shows the calculated dependences of the specific impulse of a ramjet with continuous detonation combustion of a mixture of hydrogen and air in the range of flight Mach numbers from 1.7 to 2.2.
Расчет показал, что в рассматриваемой схеме удельный импульс превышает 2700 с, а предложенные способ и устройство во всем исследованном диапазоне чисел Маха полета обеспечивают положительную эффективную тягу. Это означает, что летательный аппарат, оборудованный прямоточным воздушно-реактивным двигателем с непрерывно-детонационным горением, может осуществлять автономный сверхзвуковой полет, начиная с числа Маха, превышающего 1.7, что значительно меньше, чем у устройства-прототипа. Этот вывод в целом подтверждается и экспериментальными данными, полученными в работе (Frolov S.M., Zvegintsev V.I., Ivanov V.S., Aksenov V.S., Shamshin I.O., Vnuchkov D.A., Nalivaichenko D.G., Berlin A.A., Fomin V.M. Wind tunnel tests of a hydrogen-fueled detonation ramjet model at approach air stream Mach numbers from 4 to 8. International Journal of Hydrogen Energy, 2017, Vol. 42, pp. 25401-25413). В этой работе показано, что при скорости набегающего воздушного потока во входном сечении сверхзвукового воздухозаборника, приблизительно соответствующей местному числу Маха от 1 до 1.75, в кольцевой камере сгорания возможно реализовать непрерывно-детонационное горение водорода (см. рис. 10 в цитируемой статье).The calculation showed that in the considered scheme the specific impulse exceeds 2700 s, and the proposed method and device in the entire studied range of flight Mach numbers provide a positive effective thrust. This means that an aircraft equipped with a ramjet engine with continuous detonation combustion can carry out autonomous supersonic flight, starting with a Mach number exceeding 1.7, which is significantly less than that of the prototype device. This conclusion is generally confirmed by the experimental data obtained in the work (Frolov SM, Zvegintsev VI, Ivanov VS, Aksenov VS, Shamshin IO, Vnuchkov DA, Nalivaichenko DG, Berlin AA, Fomin VM Wind tunnel tests of a hydrogen-fueled detonation ramjet model at approach air stream Mach numbers from 4 to 8. International Journal of Hydrogen Energy, 2017, Vol. 42, pp. 25401-25413). In this work, it was shown that at an incident air velocity in the inlet section of a supersonic air intake approximately corresponding to the local Mach number from 1 to 1.75, it is possible to realize continuous detonation combustion of hydrogen in the annular combustion chamber (see Fig. 10 in the cited article).
Claims (7)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2019110381A RU2714582C1 (en) | 2019-04-09 | 2019-04-09 | Method for arrangement of working process in straight-flow air-jet engine with continuous-detonation combustion chamber and device for implementation thereof |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2019110381A RU2714582C1 (en) | 2019-04-09 | 2019-04-09 | Method for arrangement of working process in straight-flow air-jet engine with continuous-detonation combustion chamber and device for implementation thereof |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2714582C1 true RU2714582C1 (en) | 2020-02-18 |
Family
ID=69626107
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2019110381A RU2714582C1 (en) | 2019-04-09 | 2019-04-09 | Method for arrangement of working process in straight-flow air-jet engine with continuous-detonation combustion chamber and device for implementation thereof |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2714582C1 (en) |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3777487A (en) * | 1961-02-09 | 1973-12-11 | Garrett Corp | Method and apparatus for reaction propulsion |
US5223651A (en) * | 1990-03-08 | 1993-06-29 | Avco Corporation | Supersonic combustion engine and method of combustion initiation and distribution |
RU2285143C2 (en) * | 2004-12-10 | 2006-10-10 | Институт теоретической и прикладной механики СО РАН (ИТПМ СО РАН) | Method of organization of detonation combustion chamber of supersonic ramjet engine |
RU2573427C2 (en) * | 2014-02-07 | 2016-01-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Fuel-air mix combustion and ramjet engine with spin detonation wave |
RU2585328C2 (en) * | 2014-02-19 | 2016-05-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного мотостроения имени П.И. Баранова" | Method of combusting fuel and detonation-deflagration ramjet engine |
-
2019
- 2019-04-09 RU RU2019110381A patent/RU2714582C1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3777487A (en) * | 1961-02-09 | 1973-12-11 | Garrett Corp | Method and apparatus for reaction propulsion |
US5223651A (en) * | 1990-03-08 | 1993-06-29 | Avco Corporation | Supersonic combustion engine and method of combustion initiation and distribution |
RU2285143C2 (en) * | 2004-12-10 | 2006-10-10 | Институт теоретической и прикладной механики СО РАН (ИТПМ СО РАН) | Method of organization of detonation combustion chamber of supersonic ramjet engine |
RU2573427C2 (en) * | 2014-02-07 | 2016-01-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Fuel-air mix combustion and ramjet engine with spin detonation wave |
RU2585328C2 (en) * | 2014-02-19 | 2016-05-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного мотостроения имени П.И. Баранова" | Method of combusting fuel and detonation-deflagration ramjet engine |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US6347509B1 (en) | Pulsed detonation engine with ejector bypass | |
Billig | Supersonic combustion ramjet missile | |
US3040516A (en) | Detonative combustion method and means for ram-jet engine | |
RU2674172C1 (en) | Turbo engine and method for operation thereof | |
US7685806B2 (en) | Method and apparatus for supersonic and shock noise reduction in aircraft engines using pneumatic corrugations | |
CN110131071B (en) | Pulse detonation engine combustion chamber and detonation method thereof | |
Higgins | Ram accelerators: outstanding issues and new directions | |
CN105604735A (en) | Hypersonic aircraft | |
RU2573427C2 (en) | Fuel-air mix combustion and ramjet engine with spin detonation wave | |
BILLIG | SCRAM-A supersonic combustion ramjet missile | |
CN108869095A (en) | Boundary suction control method for stabilizing and self-sustaining supersonic detonation | |
RU2585328C2 (en) | Method of combusting fuel and detonation-deflagration ramjet engine | |
RU2714582C1 (en) | Method for arrangement of working process in straight-flow air-jet engine with continuous-detonation combustion chamber and device for implementation thereof | |
WO2014178746A1 (en) | Detonation method and device for use in a gas turbine engine combustion chamber | |
CN206397619U (en) | A kind of pulse-knocking engine of side exhaust | |
RU2620736C1 (en) | Method of organising working process in turbojet engine with continuously-detonating combustion chamber and device for its implementation | |
CN106640421B (en) | A kind of pulse-knocking engine of side exhaust | |
US2523378A (en) | Wing-mounted jet reaction engine for aircraft | |
RU2446305C2 (en) | Supersonic ramjet engine with pulsating combustion and method of its operation | |
Jindal | Pulse Detonation Engine-A Next Gen Propulsion | |
Lam et al. | Pulse detonation engine technology: an overview | |
RU2652595C2 (en) | Anti-hail rocket | |
RU2645373C1 (en) | Turbo-jet engine and control method thereof | |
RU2647919C1 (en) | Ramjet engine | |
Zvegintsev et al. | Testing of hydrogen-fueled detonation ramjet in aerodynamic wind tunnel at Mach 1.5 and 2.0 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20210410 |