RU2724557C1 - Способ работы прямоточного воздушно-реактивного двигателя и устройство для его реализации - Google Patents

Способ работы прямоточного воздушно-реактивного двигателя и устройство для его реализации Download PDF

Info

Publication number
RU2724557C1
RU2724557C1 RU2019119361A RU2019119361A RU2724557C1 RU 2724557 C1 RU2724557 C1 RU 2724557C1 RU 2019119361 A RU2019119361 A RU 2019119361A RU 2019119361 A RU2019119361 A RU 2019119361A RU 2724557 C1 RU2724557 C1 RU 2724557C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
detonation
combustion
combustion chamber
combustion chambers
temperature
Prior art date
Application number
RU2019119361A
Other languages
English (en)
Inventor
Михаил Юрьевич Вовк
Евгений Ювенальевич Марчуков
Виктор Григорьевич Петриенко
Сергей Михайлович Фролов
Original Assignee
Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО")
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") filed Critical Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО")
Priority to RU2019119361A priority Critical patent/RU2724557C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2724557C1 publication Critical patent/RU2724557C1/ru

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
    • F02K7/02—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 the jet being intermittent, i.e. pulse-jet
    • F02K7/06—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 the jet being intermittent, i.e. pulse-jet with combustion chambers having valves
    • 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
    • F02K7/20—Composite ram-jet/pulse-jet engines

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)
  • Fluidized-Bed Combustion And Resonant Combustion (AREA)

Abstract

Изобретение относится к способу работы прямоточного воздушно-реактивного двигателя на основе непрерывно-детонационных камер сгорания и устройству для его реализации. Используют две кольцевые непрерывно-детонационные камеры сгорания, для которых задают начальную температуру их стенок и рабочую температуру, не превышающую критическую температуру разрушения стенок камер сгорания. Обеспечивают параллельную работу камер сгорания в периодическом режиме таким образом, что при достижении текущего значения температуры хотя бы одной из стенок камеры сгорания значения, равного величине заданной рабочей температуры, прекращают подачу топлива и осуществляют прохождение через камеру сгорания воздуха для ее охлаждения до достижения начальной температуры. После этого осуществляют подачу топлива и обеспечивают детонационное горение. В каждом периоде работы детонационное горение одной камеры сгорания выполняют во время охлаждения другой камеры сгорания. Количество периодов работы обеих камер сгорания соответствует числу усталостной прочности материала камер сгорания. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель включает две непрерывно-детонационные камеры сгорания, концентрически размещенные одна в другой с образованием между ними кольцевой охлаждающей воздушной полости. Каждая камера сгорания включает топливную форсунку и инициатор детонации, снабженные клапанами, а также датчики температуры. Двигатель снабжен системой автоматического управления, включающей усилительно-преобразовательное устройство, при этом чувствительными элементами системы автоматического управления являются датчики температуры, а исполнительными элементами - клапаны топливных форсунок и инициаторов детонации, а система автоматического управления выполнена таким образом, чтобы обеспечивать одновременную периодическую работу камер сгорания. Изобретения позволяют повысить тягу двигателя. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 9 ил.

Description

Группа изобретений относится к способу работы прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ПВРД) на основе непрерывно-детонационных камер сгорания, работающих в периодическом режиме, и устройству для его реализации. В камере с непрерывно - детонационным горением двухфазная топливная смесь сгорает в детонационных волнах, циркулирующих поперек потока, а продукты горения истекают вниз по потоку через сопло, совершая полезную работу.
Повышение топливной эффективности и снижение токсичности выбросов реактивных двигателей обусловлено более высокой интенсивностью и быстротечностью процесса детонационного горения и, как следствие, получение более высоких термодинамических параметров рабочего тела при детонационном сгорании топлива.
Однако непрерывно - детонационная камера сгорания обладает одним существенным недостатком - небольшим временем непрерывной работы (десятки секунд). Если увеличить время ее непрерывной работы, то с учетом достоинств непрерывно - детонационной камеры сгорания ее можно использовать при построении перспективных прямоточных воздушно-реактивных двигателей.
Организация работы прямоточного воздушно - реактивного двигателя на основе непрерывно - детонационной камеры сгорания включает подачу в ее полость окислителя (воздуха), жидкого топлива, инициирование непрерывно-детонационного горения топливной смеси с помощью инициатора детонации. При этом смесь сгорает в детонационных волнах, непрерывно циркулирующих в тангенсальном направлении поперек потока с образованием высокоскоростной реактивной струи продуктов детонации, выходящих черезсопло. Анализ большого количества зарубежных и отечественных патентов, в которых исследуются различные типы непрерывно-детонационных камер сгорания, (патенты RU 2285143, RU 2453719, RU 2573427, RU 2585328, RU 2651016, RU 2674172), показывает, что создание ПВРД направлено на улучшение рабочих характеристик непрерывно - детонационной камеры сгорания и на особенности включения двигателя в летательный аппарат. В патенте «Прямоточный воздушно-реактивный двигатель, включающий детонационную камеру и летательный аппарат, содержащий такой двигатель» (RU 2605162), отмечается что такой двигатель содержит по меньшей мере две концентрические детонационные камеры сгорания, в которых для их охлаждения используется топливо, циркулирующее в поверхностных каналах камер сгорания до его введения в них. При этом диаметрально противоположные устройства подачи топлива соединены попарно и управление расходом регулируется посредством распределительного устройства. Кроме того, ПВРД содержит средства для локального управления потоком приточного воздуха, поступающего в детонационную камеру сгорания. При этом средства впрыска топлива содержат, по меньшей мере, четыре устройства подачи, распределенные равномерно по окружности детонационной камеры, выполненные с возможностью создания соответствующих потоков топлива, являющихся либо одинаковыми, либо различными, либо изменяемыми во времени независимо друг от друга. В патенте подчеркивается, что реактивное сопло не имеет критического сечения, так как поток уже является сверхзвуковым на выходе из детонационных камер сгорания.
Недостатками такого технического решения являются:
1) Использование топлива в качестве хладагента усложняет конструкцию ПВРД и его систему подачи и управления расходом с помощью не простых распределительных устройств.
2) В непрерывно - детонационных камерах сгорания создается огромный приток тепла к их стенкам, которые быстро нагреваются до очень высоких температур. Способ охлаждения, предложенный в указанном патенте, не обеспечит длительное время непрерывной работы детонационных камер сгорания. При испытаниях нашей организацией с Институтом химической физики непрерывно - детонационной камеры сгорания с водяным охлаждением для обеспечения фиксации измерений, максимальное время ее работы составляло 30 секунд.
Анализ патентов показал, что проблема увеличения времени непрерывной работы ПВРД с непрерывно-детонационной камерой сгорания не решалась.
Периодическая работа непрерывно - детонационной камеры сгорания направлена на увеличение времени ее непрерывной работы. Сущность периодической работы состоит в том, что процесс детонационного горения осуществляют до момента достижения температуры стенок камеры сгорания значения ТР, где ТР - температура стенки камеры сгорания, при которой есть запас температуры, обеспечивающий нормальную работу камеры сгорания. В момент достижения стенками температуры ТР прекращают подачу топлива в камеру сгорания и процесс детонационного горения заканчивается. Воздух, который ранее поступал на вход камеры сгорания в качестве окислителя, становится хладагентом, охлаждая внутреннюю стенку камеры сгорания. Когда температура стенки снизится до начального значения ТН, осуществляют подготовку и запуск детонационного горения в камере сгорания. Таким образом, один период работы каждой камеры сгорания состоит из времени детонационного горения, времени охлаждения ее стенок и подготовки ее к очередному запуску. Количество таких периодов равно от 1 до n, а суммарное время непрерывной работы
Figure 00000001
, где Δtг+Δto - значение суммарного интервала времени в одном периоде.
Увеличить тягу ПВРД с одной непрерывно-детонационной камерой сгорания в течение интервала п можно путем увеличения времени детонационного горения, и уменьшения суммарного времени охлаждения стенок, и времени подготовки и запуска камер сгорания. Значение Δtг в камере сгорания должно быть большим, a ΔtО - иметь небольшое значение. В этом случае процесс непрерывной работы камеры сгорания, а, следовательно, и тяга ПВРД будет непрерывной. Качественный характер изменения тяги при Δtг больше Δto, будет иметь вид, представленный на Фиг. 1, при Δtг меньше Δto, на Фиг. 2, а при равенстве этих интервалов на Фиг. 3. Из графиков видно, что характер изменения тяги переменный, хотя и является непрерывным за счет небольшой тяги, создаваемой охлаждающим воздушным потоком.
По большинству существенных признаков патент RU 2605162 взят в качестве прототипа.
Технический результат изобретения - создание прямоточного воздушно-реактивного двигателя на основе двух непрерывно - детонационных камер сгорания, работающих в периодическом режиме и создающих на выходе двигателя высокое значение тяги, а также обеспечивающих направление газовых потоков соосно продольной оси двигателя, повышение эффективности охлаждения стенок камер сгорания. Кроме того, периодический режим работы обеспечивает большую величину времени непрерывной работы.
Указанный технический результат достигается тем, что в известном способе работы прямоточного воздушно - реактивного двигателя на основе кольцевых детонационных камер сгорания согласно предложению используют две кольцевые непрерывно - детонационные камеры сгорания, для которых задают начальную температуру их стенок и рабочую температуру, не превышающую критическую температуру разрушения стенок камер сгорания. Обеспечивают параллельную работу камер сгорания в периодическом режиме таким образом, что при достижении текущего значения температуры хотя бы одной из стенок камеры сгорания значения равного величине заданной рабочей температуры прекращают подачу топлива и осуществляют прохождение через камеру сгорания воздуха для ее охлаждения до достижения начальной температуры. После этого осуществляют подачу топлива и обеспечивают детонационное горение, при этом в каждом периоде работы детонационное горение одной камеры сгорания выполняют во время охлаждения другой камеры сгорания. Количество периодов работы обеих камер сгорания соответствует числу усталостной прочности материала камер сгорания, максимальное значение которой характеризует срок службы двигателя.
Необходимый характер изменения суммарной тяги обеспечивают путем управления соотношением интервала времени детонационного горения и времени охлаждения каждой камеры сгорания.
Для реализации способа предложен прямоточный воздушно-реактивный двигатель, включающий две непрерывно - детонационные камеры сгорания, концентрически размещенные одна в другой с образованием между ними кольцевой охлаждающей воздушной полости. Каждая камера сгорания включает топливную форсунку и инициатор детонации, снабженные клапанами, а также датчики температуры. Двигатель снабжен системой автоматического управления, включающей усилительно - преобразовательное устройство, при этом чувствительными элементами системы автоматического управления являются датчики температуры, а исполнительными элементами -клапаны топливных форсунок и инициаторов детонации. Система автоматического управления выполнена таким образом, чтобы обеспечивать одновременную периодическую работу обеих камер сгорания.
Технический результат достигается за счет:
1) Анализа характера изменения тяги при совместной работе двух камер сгорания, работающих в периодическом режиме, при выполнении смещения на период детонационного горения начала работы второй камеры сгорания, относительно начала работы первой камеры сгорания при условиях Δtг равно Δto, Δtг меньше Δto. и Δtг больше Δto.
2) Установки второй камеры сгорания в свободную внутреннюю полость первой камеры сгорания с организацией воздушной прослойки между ними, при этом обеспечивается соосность газовых потоков камер сгорания с продольной осью двигателя.
3) Создания системы автоматического управления, обеспечивающей периодическую совместную работу двух камер сгорания.
4) Определения термостойкого материала с высоким параметром усталостной прочности для изготовления камер сгорания и организация интенсификации отбора тепла воздухом от стенок камер сгорания.
Графический анализ характера изменения тяги ПВРД при использовании одной камеры сгорания, работающей в периодическом режиме, приставлен, при Δtг больше Δto на (Фиг. 1) при Δtг меньше Δto на (Фиг. 2) и при Δtг равно Δto на (Фиг. 3). Анализ изменения тяги показывает, что она непрерывно-переменная, имеющая различные значения скважности между импульсами тяги, создаваемыми при детонационном горении. Уменьшить значения скважности и даже сделать тягу непрерывной можно при использовании в ПВРД двух и более камер сгорания. Если Δtг меньше Δto, то скважность между импульсами тяги еще остается, но ее значение значительно уменьшается (Фиг. 8). При Δtг равном или большем значении Δto тяга становится непрерывной (Фиг. 5) и даже увеличивается ее амплитуда (Фиг. 9).
Предложен эффективный вариант построения ПВРД, включающий две камеры сгорания, у которых Δtг=Δto, при этом в каждой камере сгорания значение тяги будет определяться тягой, созданной детонационным горением, и тягой, созданной охлаждающим воздушным потоком. Кроме того, смещают время начала работы второй камеры сгорания относительно первой на величину Δtг (Фиг. 4). При таком варианте построения двигателя, когда у первой камеры сгорания начинается суммарный период охлаждения, подготовки и запуска, у второй наступает период детонационного горения. В результате в каждом периоде после детонационное горение первой камеры сгорания начинается детонационное горение второй камеры сгорания. В этом случае, в каждом периоде первая и вторая камеры сгорания будут поочередно охлаждаться, а вместе они будут создавать единый постоянный газовый поток, создающий тягу, характер которой представлен на Фиг. 5. При этом каждый период работы двух камер сгорания увеличивается за счет смещения начала работы второй камеры сгорания, относительно первой на величину Δtг. В результате время непрерывной работы двигателя увеличится
Figure 00000002
Условие Δtг=Δto выполнено за счет изменения интервалов Δtг и Δto путем выбора для изготовления камер сгорания соответствующего термостойкого материала, обладающего высоким значением усталостной прочности, а для изменения Δto используют холодный воздух на высоте полета и выполняют мероприятия, обеспечивающие интенсификацию процесса охлаждения стенок камер сгорания.
Одновременное управление периодическим процессом работы двух камер сгорания выполняют с помощью нового алгоритма системы автоматического управления.
Для повышения эффективности прямоточного воздушно реактивного двигателя используют две непрерывно-детонационные, кольцевые камеры сгорания, работающие в периодическом режиме, имеющие равенство интервалов детонационного горения и суммарных интервалов охлаждения и подготовки запуска.
При построении ПВРД используют две камеры сгорания, причем вторую камеру сгорания устанавливают во внутреннюю свободную полость первой.
При этом компоновка выполнена таким образом, чтобы газовые потоки из двух камер сгорания направлялись на выход соосно с продольной осью прямоточного воздушно-реактивного двигателя.
Время детонационного горения в каждой камере сгорания увеличивают путем выбора термостойкого материала и организации охлаждения стенок, с интенсификацией отвода от них тепла.
Увеличение времени детонационного горения возможно достичь путем охлаждения поверхностей камер сгорания. В качестве хладагента используется воздух. После прекращения детонационного горения интервал охлаждения камер сгорания до температуры ТH осуществляется за счет прохождения холодного воздуха через внутреннюю проточную часть камер сгорания. При этом после прекращения детонационного горения значение тяги становится небольшим и создается, за счет проходящего через камеру сгорания и сопло охлаждающего воздушного потока.
Интенсивность отвода тепла обеспечивается за счет создания пульсирующего охлаждающего воздушного потока в проточной части камеры сгорания. В экспериментах (Церетели А.А. Теплообмен в пульсирующем потоке воздуха при охлаждении рабочих лопаток турбины ГТД, М. ЦИАМ, 2017, 130 с.) показано, что средний коэффициент теплоотдачи возрастает более чем в 2 раза по сравнению с беспульсационным воздушным потоком. Интенсификация теплообмена происходит посредством турбулизации пограничного слоя, причем степень интенсификации теплообмена зависит от амплитуды и частоты вибрации.
Создание пульсирующего охлаждающего воздушного потока осуществляется путем организации на входе каждой камеры сгорания шероховатой поверхности, возникающей при нанесении многослойного керамического покрытия.
На Фиг. 1 представлена структурная схема периодической работы одной непрерывно-детонационной камеры сгорания, у которой характер изменения тяги соответствует условию Δtг больше Δto.
На Фиг. 2 представлена структурная схема периодической работы одной непрерывно-детонационной камеры сгорания, у которой характер изменения тяги соответствует условию Δtг меньше Δto.
На Фиг. 3 представлена структурная схема периодической работы одной непрерывно-детонационной камеры сгорания, у которой характер изменения тяги соответствует условию Δtг равно Δto.
На Фиг. 4 представлена структурная схема периодической работы двух камер сгорания, у которых Δtг равно Δto и начало работы второй камеры сгорания относительно первой смещено на временной интервал Δtг.
На Фиг. 5 представлена структурная схема характера изменения тяги в первой и второй камерах сгорания и суммарная совместная тяга двух камер сгорания при условии Δtг равно Δto.
На Фиг. 6 представлена структурная схема ПВРД, состоящая из двух камер сгорания, у которых направления газовых потоков совпадают с продольной осью двигателя.
На Фиг. 7 изображен разрез схемы ПВРД по линии А-А, на котором видно кольцевое расположение первой и второй камер сгорания.
На Фиг. 8 представлена структурная схема характера изменения тяги в первой и второй камерах сгорания и суммарная совместная тяга двух камер сгорания при условии Δtг меньше Δto.
На Фиг. 9 представлена структурная схема характера изменения тяги в первой и второй камерах сгорания и суммарная совместная тяга двух камер сгорания при условии Δtг больше Δto.
Предлагаемый прямоточный воздушно - реактивный двигатель состоит из следующих элементов и узлов:
1 - кольцевая проточная полость первой камеры сгорания;
2 - кольцевая проточная полость второй камеры сгорания;
3 - кольцевая воздушная полость между первой и второй камерами сгорания;
4 -топливная форсунка первой камеры сгорания;
5 - клапан форсунки первой камеры сгорания;
6 - топливная форсунка второй камеры сгорания;
7 - клапан форсунки второй камеры сгорания;
8 - инициатор детонации первой камеры сгорания;
9 - клапан инициатора детонации первой камеры сгорания;
10 - инициатор детонации второй камеры сгорания;
11 - клапан инициатора детонации второй камеры сгорания;
12 - датчик температуры первой камеры сгорания;
13 - датчик температуры второй камеры сгорания;
14 - усилительно-преобразовательное устройство;
15 - внутренняя полость второй камеры сгорания.
Прямоточный воздушно-реактивный двигатель (Фиг. 6) состоит из двух непрерывно - детонационных кольцевых камер сгорания, работающих в периодическом режиме, причем вторая камера сгорания (2) устанавливается во внутреннюю свободную полость первой (Фиг. 7). При этом для дополнительного охлаждения наружных стенок между камерами (1) и (2) выполнена кольцевая воздушная полость (3). Первая камера сгорания имеет струйную топливную форсунку (4), которая обеспечивает подачу топлива в полость камеры сгорания (1). На входе форсунки (4) установлен клапан (5), который обеспечивает по сигналу с усилительно - преобразовательного устройства включение или отключение подачи топлива в камеру сгорания (1). После смешения окислителя (воздуха) с топливом включается клапан (9) инициатора детонации (8), который вызывает детонационное горение. Для измерения температуры стенок камеры сгорания (1) используется датчик температуры (12). Во внутренней свободной полости (15) второй камеры сгорания (2) находятся: усилительно - преобразовательное устройство (14), топливная форсунка (6) с клапаном (7) инициатор детонации (10) с клапаном (11) и датчиком температуры (13). Система автоматического управления периодическим режимом работы первой и второй камер сгорания включает чувствительные элементы - датчики температур (12 и 13), исполнительные элементы - клапаны (5, 7, 9, 11) и усилительно - преобразовательное устройство (14). Сравнение текущих температур стенок первой и второй камер сгорания с заданными температурными критериями (Т Кр и Т К н) и выдачу управляющих команд обеспечивает усилительно-преобразовательное устройство (14).
Подготовка к работе прямоточного воздушно - реактивного двигателя заключается в ведении в память усилительно - преобразовательного устройства (14) критериев значений рабочей и начальной температур стенок камер сгорания (Т Кр и Т К н).
При включении двигателя на вход первой и второй камер сгорания непрерывно подается окислитель (воздух). Первой запускается камера сгорания (1), имеющая начальную температуру стенки Тн. При равенстве Тн=Т Кн из усилительно-преобразовательного устройства подается команда на открытие клапана (5) в результате в проточную полость камеры сгорания (1) через струйную форсунку (4) подается топливо. После образования топливно-воздушной смеси усилительно-преобразовательное устройство (14) выдает команду на запуск инициатора детонации (9), из которого перепускается инициирующая детонационная волна, сопровождаемая направленной струей высокотемпературных и высокоскоростных продуктов детонации.
В результате в камере сгорания (1) инициирующая детонационная волна, трансформируемая в сильную ударную волну, которая вызывает ударное сжигание окислителя и дополнительно вовлекает его в движение. Поток ударно - сжатого окислителя и направленная струя высокотемпературных и высокоскоростных продуктов детонации оказывают термомеханическое воздействие на струи топлива, вызывая их испарение и механическое разрушение, с образованием капельной газовзвеси. Последующее испарение образовавшихся микрокапель обеспечивает образование горючей топливной смеси требуемого фазового и химического состава за счет турбулентно- молекулярного смешения топлива с окислителем. Образованная двухфазная парогазокапельная смесь быстро самовоспламеняется, что приводит к формированию и развитию вторичных очагов взрыва, порождающих одну или несколько самоподдерживающихся детонационных волн, непрерывно циркулирующих в кольцевой камере сгорания (1) с постоянной скоростью и в направлении, заданном инициатором детонации (8). В камере сгорания (1) происходит детонационное горение. При этом продукты детонации движутся по направлению к выходному соплу, формирующему высокоскоростную реактивную струю. Процесс детонационного горения длится до достижения стенкой камеры сгорания (1) температуры ТР, измеренной датчиком температуры (12), сигнал с которого поступает в усилительно-преобразовательное устройство (14). С выхода этого устройства сигналы одновременно поступает на клапаны (5), (9) и (7), (11). Клапан (5), переключаясь, прекращают подачу топлива в непрерывно-детонационную камеру сгорания (1), а клапан (9), выключает инициатор детонации (8). В результате детонационное горение в камере сгорания (1) прекращается, а воздушный поток, проходя через проточную камеру сгорания (1), охлаждает ее стенки и создает при выходе некоторое значение тяги. Клапан (7), переключаясь, подает через форсунку (6) топливо в камеру сгорания (2), а клапан 11 включает инициатор детонации (10), обеспечивая запуск камеры сгорания (2). При снижении стенками непрерывно-детонационной камеры сгорания (1) до температуры ТН, измеренной датчиком температуры (12), сигнал с него поступает в усилительно-преобразовательное устройство, которое с выхода выдает сигналы на клапаны (5) и (9), открывая их. В результате начинается подача через форсунку (6) топлива в непрерывно - детонационную камеру сгорания (2) и включается инициатор детонации (10). Происходит подготовка и запуск непрерывно-детонационной камеры сгорания (2), стенки которой начинают нагреваться и при достижении температуры ТР; измеренной датчиком температуры (13) с выхода усилительно-преобразовательного устройства одновременно подаются сигналы на клапаны (5), (9), которые закрываются, прекращая детонационное горение камеры сгорания (2).
При снижении в камере сгорания (1) температуры стенок до значения ТН, она снова запускается и обеспечивает детонационное горение, а при достижении в камере сгорания (2) температуры ТР наступает процесс ее охлаждения. В каждом периоде суммарный газовый поток на выходе двигателя будет попеременно создавать непрерывную тягу в течение п периодов, обеспечивающих длительное время непрерывной работы камер сгорания.
Figure 00000003
процесс повторяется i раз, где i изменяется от 1 до n. При одинаковом значении периода детонационного горения ΔТГ время непрерывной работы ΔТНР камеры сгорания будет равно сумме ΔТГ + ΔТохл n раз. Значение n зависит от усталостной прочности материала, из которого сделана камера сгорания.

Claims (3)

1. Способ работы прямоточного воздушно-реактивного двигателя на основе кольцевых детонационных камер сгорания, отличающийся тем, что используют две кольцевые непрерывно-детонационные камеры сгорания, для которых задают начальную температуру их стенок и рабочую температуру, не превышающую критическую температуру разрушения стенок камер сгорания, обеспечивают параллельную работу камер сгорания в периодическом режиме таким образом, что при достижении текущего значения температуры хотя бы одной из стенок камеры сгорания значения, равного величине заданной рабочей температуры, прекращают подачу топлива и осуществляют прохождение через камеру сгорания воздуха для ее охлаждения до достижения начальной температуры, после чего осуществляют подачу топлива и обеспечивают детонационное горение, при этом в каждом периоде работы детонационное горение одной камеры сгорания выполняют во время охлаждения другой камеры сгорания, а количество периодов работы обеих камер сгорания соответствует числу усталостной прочности материала камер сгорания, максимальное значение которой характеризует срок службы двигателя.
2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что необходимый характер изменения суммарной тяги обеспечивают путем управления соотношением интервала времени детонационного горения и времени охлаждения каждой камеры сгорания.
3. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель для реализации способа по п. 1, включающий кольцевые детонационные камеры сгорания, отличающийся тем, что двигатель состоит из двух непрерывно-детонационных камер сгорания, концентрически размещенных одна в другой с образованием между ними кольцевой охлаждающей воздушной полости, при этом каждая камера сгорания включает топливные форсунки и инициатор детонации, снабженные клапанами, а также датчики температуры, установленные на стенках камер сгорания, при этом для автоматизации одновременной периодической работы камер сгорания прямоточный воздушно-реактивный двигатель снабжен системой автоматического управления, включающей усилительно-преобразовательное устройство, чувствительные элементы - датчики температуры, исполнительные элементы - клапаны топливных форсунок и инициаторов детонации, при этом чувствительные элементы соединены с входом усилительно-преобразовательного устройства, а выходы - с входами исполнительных элементов.
RU2019119361A 2019-06-21 2019-06-21 Способ работы прямоточного воздушно-реактивного двигателя и устройство для его реализации RU2724557C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019119361A RU2724557C1 (ru) 2019-06-21 2019-06-21 Способ работы прямоточного воздушно-реактивного двигателя и устройство для его реализации

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019119361A RU2724557C1 (ru) 2019-06-21 2019-06-21 Способ работы прямоточного воздушно-реактивного двигателя и устройство для его реализации

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2724557C1 true RU2724557C1 (ru) 2020-06-23

Family

ID=71136083

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2019119361A RU2724557C1 (ru) 2019-06-21 2019-06-21 Способ работы прямоточного воздушно-реактивного двигателя и устройство для его реализации

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2724557C1 (ru)

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20120151898A1 (en) * 2009-09-23 2012-06-21 Claflin Scott System and method of combustion for sustaining a continuous detonation wave with transient plasma
WO2016060581A1 (ru) * 2014-10-16 2016-04-21 Некоммерческое Партнерство По Научной, Образовательной И Инновационной Деятельности "Центр Импульсного Детонационного Горения" Устройство и способ организации рабочего процесса реактивного двигателя
RU2605162C2 (ru) * 2011-05-16 2016-12-20 Мбда Франс Прямоточный воздушно-реактивный двигатель, включающий детонационную камеру, и летательный аппарат, содержащий такой двигатель
RU2620736C1 (ru) * 2015-12-28 2017-05-29 Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" Способ организации рабочего процесса в турбореактивном двигателе с непрерывно-детонационной камерой сгорания и устройство для его осуществления

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20120151898A1 (en) * 2009-09-23 2012-06-21 Claflin Scott System and method of combustion for sustaining a continuous detonation wave with transient plasma
RU2605162C2 (ru) * 2011-05-16 2016-12-20 Мбда Франс Прямоточный воздушно-реактивный двигатель, включающий детонационную камеру, и летательный аппарат, содержащий такой двигатель
WO2016060581A1 (ru) * 2014-10-16 2016-04-21 Некоммерческое Партнерство По Научной, Образовательной И Инновационной Деятельности "Центр Импульсного Детонационного Горения" Устройство и способ организации рабочего процесса реактивного двигателя
RU2620736C1 (ru) * 2015-12-28 2017-05-29 Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" Способ организации рабочего процесса в турбореактивном двигателе с непрерывно-детонационной камерой сгорания и устройство для его осуществления

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US7669406B2 (en) Compact, low pressure-drop shock-driven combustor and rocket booster, pulse detonation based supersonic propulsion system employing the same
US20200393128A1 (en) Variable geometry rotating detonation combustor
CN106352372B (zh) 一种超声速爆震燃烧室及其起爆与自持控制方法
EP1918561B1 (en) Combustion nozzle fluidic injection assembly
CN109028151B (zh) 多室旋转爆轰燃烧器
US20140196460A1 (en) Ramjet including a detonation chamber and aircraft comprising such a ramjet
US8205433B2 (en) Pulse detonation/deflagration apparatus and related methods for enhancing DDT wave production
US11255544B2 (en) Rotating detonation combustion and heat exchanger system
US20070180814A1 (en) Direct liquid fuel injection and ignition for a pulse detonation combustor
RU2674172C1 (ru) Турбореактивный двигатель и способ его работы
US20110126511A1 (en) Thrust modulation in a multiple combustor pulse detonation engine using cross-combustor detonation initiation
JP2004204846A (ja) ガスタービンエンジン推力を発生するための方法及び装置
GB2420615A (en) Thermo acoustic pressure rise pulse combustor
WO2016060581A1 (ru) Устройство и способ организации рабочего процесса реактивного двигателя
CN101975122A (zh) 带有磁流体能量旁路系统的驻定爆震发动机
US7131260B2 (en) Multiple detonation initiator for frequency multiplied pulsed detonation combustion
RU2157909C1 (ru) Сверхзвуковой пульсирующий детонационный прямоточный воздушно-реактивный двигатель (спдпд) и способ функционирования спдпд
RU2724557C1 (ru) Способ работы прямоточного воздушно-реактивного двигателя и устройство для его реализации
US20100242436A1 (en) Modulation of inlet mass flow and resonance for a multi-tube pulse detonation engine system using phase shifted operation and detuning
WO2014178746A1 (ru) Способ и устройство для детонации в камере сгорания газотурбинного двигателя
CN108343765A (zh) 一种爆炸式阀门及其应用以及提升能量转化效率的方法
RU2446305C2 (ru) Сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель с пульсирующим режимом горения (спврд с прг) и способ его работы
RU178988U1 (ru) Сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель
Cutler et al. Toward a high-frequency pulsed-detonation actuator
RU2647919C1 (ru) Прямоточный воздушно-реактивный двигатель