RU2724559C1 - Turbojet aircraft engine - Google Patents

Turbojet aircraft engine Download PDF

Info

Publication number
RU2724559C1
RU2724559C1 RU2019129483A RU2019129483A RU2724559C1 RU 2724559 C1 RU2724559 C1 RU 2724559C1 RU 2019129483 A RU2019129483 A RU 2019129483A RU 2019129483 A RU2019129483 A RU 2019129483A RU 2724559 C1 RU2724559 C1 RU 2724559C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
engine
air
fuel
detonation
mixers
Prior art date
Application number
RU2019129483A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Игорь Николаевич Егоров
Евгений Ювенальевич Марчуков
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 RU2019129483A priority Critical patent/RU2724559C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2724559C1 publication Critical patent/RU2724559C1/en

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/08—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan with supplementary heating of the working fluid; Control thereof
    • F02K3/10—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan with supplementary heating of the working fluid; Control thereof by after-burners

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

FIELD: engine building.SUBSTANCE: invention relates to aircraft engine building and can be used in development of jet engines intended for flight of aircrafts in atmosphere due to implementation of detonation thermodynamic cycle with high repetition rate of pulses and self-maintenance of fuel detonation process. In the known turbojet aircraft engine comprising an air intake, a gas generator, a nozzle and a detonation device adjacent to the outer engine housing, upon a proposal, detonation device is made in the form of a longitudinal annular combustion chamber with an inlet air channel from the engine air intake and an axial swirler at its inlet, flow part of the chamber is separated from the flow part of the gas generator, and on the inner side of the external wall of the annular combustion chamber there are serially arranged along the longitudinal axis of the engine belts of fuel and air mixers with ignition devices in them, wherein perimeter of each belt there are at least three air and fuel mixers with ignition devices, made in the form of tube sections, the inputs and outputs of which are directed along the air flow direction coming from the axial swirler, and axes of fuel nozzles in mixer are directed at an angle to direction of air flow in it, besides, each separate belt of mixers is tuned to its normalized mode of pulse detonation.EFFECT: application of the engine allows increasing fuel efficiency up to 30 %, qualitatively increasing flight speed up to 5 M, providing constant specific fuel pulse 2,000–2,500 s at operation on hydrocarbon fuel without significant increase of dimensions and weight, increasing efficiency, reducing cost due to simplification of design.6 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано при создании реактивных двигателей, предназначенных для полета летательных аппаратов в атмосфере за счет реализации детонационного термодинамического цикла с высокой частотой повторений импульсов и самоподдержания процесса детонации топлива.The invention relates to the field of aircraft engine manufacturing and can be used to create jet engines designed for flying aircraft in the atmosphere due to the implementation of a detonation thermodynamic cycle with a high pulse repetition rate and self-sustaining fuel detonation process.

Известен турбореактивный двигатель, содержащий газогенератор, сопло и форсажную камеру сгорания, расположенную между газогенератором и соплом.Known turbojet engine containing a gas generator, a nozzle and afterburner combustion chamber located between the gas generator and the nozzle.

(Г.С. Скубачевский. Авиационные газотурбинные двигатели. Конструкция и расчет деталей. М.: Машиностроение, 1969 г., стр. 5, рис. 1.01). /1/(G.S. Skubachevsky. Aircraft gas turbine engines. Design and calculation of parts. M: Mechanical Engineering, 1969, p. 5, Fig. 1.01). /1/

Дожигание топлива в форсажной камере сгорания происходит при низком давлении и поэтому обладает малой эффективностью. Поэтому для получения дополнительной тяги приходится расходовать огромное количество топлива.The afterburning of fuel in the afterburner of the combustion chamber occurs at low pressure and therefore has low efficiency. Therefore, to obtain additional traction, you have to spend a huge amount of fuel.

Наиболее близким по технической сущности и достигаемому результату является известный турбореактивный авиационный двигатель, содержащий воздухозаборник, газогенератор, сопло и детонационное устройство, примыкающее к корпусу наружного контура двигателя.The closest in technical essence and the achieved result is a known turbojet aircraft engine containing an air intake, a gas generator, a nozzle and a detonation device adjacent to the body of the outer circuit of the engine.

/RU №2277181 МПК F02K 3/10 Опубликовано 27.05.2006/. /2// RU No. 2277181 IPC F02K 3/10 Published on May 27, 2006 /. / 2 /

Детонационное устройство по этому изобретению позволяет сжигать топливо в газодинамических резонаторах, обеспечивая в них детонационное горение, имеющее максимальную эффективность. Такой двигатель обладает довольно высокими удельными параметрами. Однако из-за того, что резонаторы расположены параллельно между собой, возрастают поперечные размеры детонационного устройства, что увеличивает габариты самолета и его аэродинамические потери. Кроме того, возможности регулирования тяги детонационного устройства весьма ограничены, поскольку каждое конкретное устройство надежно работает в узком диапазоне давления воздуха, подаваемого в него, а это зависит от скорости полета самолета, на котором установлен этот двигатель.The detonation device according to this invention allows fuel to be burned in gas-dynamic resonators, providing detonation combustion in them having maximum efficiency. Such an engine has a fairly high specific parameters. However, due to the fact that the resonators are parallel to each other, the transverse dimensions of the detonation device increase, which increases the dimensions of the aircraft and its aerodynamic losses. In addition, the throttle control capabilities of the detonation device are very limited, since each particular device reliably operates in a narrow range of air pressure supplied to it, and this depends on the flight speed of the aircraft on which this engine is installed.

Таким образом, недостатком известного двигателя является низкая экономичность сгорания топлива при низком давлении на форсированных режимах работы, существенные габариты и вес конструкции, что приводит к увеличению сопротивления двигателя и не обеспечивает достаточного запаса тяги без увеличения необходимого расхода топлива.Thus, the disadvantage of the known engine is the low cost of fuel combustion at low pressure in forced operation, significant dimensions and weight of the structure, which leads to an increase in engine resistance and does not provide a sufficient supply of traction without increasing the required fuel consumption.

Задачей, на решение которой направлено предлагаемое изобретение, является повышение экономичности турбореактивного двигателя на сверхзвуковых скоростях полета в широком диапазоне их изменений.The problem to which the invention is directed, is to increase the efficiency of a turbojet engine at supersonic flight speeds in a wide range of changes.

Ожидаемый технический результат - повышение экономичности сгорания топлива и снижение его расхода, уменьшение вредных выбросов, значительное увеличение удельной тяги без существенного увеличения габаритов и веса.The expected technical result is an increase in the efficiency of fuel combustion and a decrease in its consumption, reduction of harmful emissions, a significant increase in specific thrust without a significant increase in size and weight.

Указанный технический результат достигается тем, что в известном турбореактивном авиационном двигателе, содержащем воздухозаборник, газогенератор, сопло и детонационное устройство, примыкающее к корпусу наружного контура двигателя, по предложению, детонационное устройство выполнено в виде продольной кольцевой камеры сгорания с входным воздушным каналом из воздухозаборника двигателя и осевым завихрителем на ее входе, проточная часть камеры отделена от проточной части газогенератора, а на внутренней стороне наружной стенки кольцевой камеры сгорания последовательно размещены вдоль продольной оси двигателя пояса смесителей топлива и воздуха с запальными устройствами в них, при этом по периметру каждого пояса установлено не менее трех смесителей воздуха и топлива с запальными устройствами, выполненных в виде отрезков трубок, входы и выходы которых направлены вдоль направления потока воздуха, поступающего от осевого завихрителя, а оси топливных форсунок в смесителе направлены под углом к направлению потока воздуха в нем, причем каждый отдельный пояс смесителей настроен на свой нормированный режим импульсной детонации. Для двухконтурного или трехконтурного турбореактивного двигателя в качестве наружного контура может быть выбрана проточная часть второго или последующих контуров двигателя. Турбореактивный авиационный двигатель может быть снабжен системой включения в работу последующего пояса смесителей топлива и воздуха после отключения предыдущего пояса, а вход воздушного канала из воздухозаборника двигателя в детонационную камеру сгорания снабжен управляемой заслонкой. Продольная кольцевая камера сгорания может быть снабжена на выходе сверхзвуковым реактивным соплом, а двигатель снабжен кольцевой обечайкой установленной между корпусом наружного контура двигателя и продольной кольцевой камерой сгорания, образующей щелевидный зазор для подачи туда охлаждающего воздуха из воздухозаборника двигателя.The specified technical result is achieved by the fact that in the known turbojet aircraft engine containing an air intake, a gas generator, a nozzle and a detonation device adjacent to the housing of the outer circuit of the engine, on the proposal, the detonation device is made in the form of a longitudinal annular combustion chamber with an air inlet from the engine air intake and axial swirl at its entrance, the flow part of the chamber is separated from the flow part of the gas generator, and on the inner side of the outer wall of the annular combustion chamber are sequentially placed along the longitudinal axis of the engine of the belt of the fuel and air mixers with ignition devices in them, while at least around the perimeter of each belt three air and fuel mixers with ignition devices, made in the form of pipe sections, the inputs and outputs of which are directed along the direction of the air flow coming from the axial swirler, and the axis of the fuel nozzles in the mixer are directed at an angle to the regulation of the air flow in it, with each individual belt of the mixers configured to its normalized mode of pulse detonation. For a double-circuit or three-circuit turbojet engine, the flow part of the second or subsequent engine circuits can be selected as the external circuit. A turbojet aircraft engine can be equipped with a system for switching the subsequent belt of fuel and air mixers into operation after switching off the previous belt, and the air channel inlet from the engine air intake into the detonation combustion chamber is equipped with a controlled shutter. A longitudinal annular combustion chamber may be provided with a supersonic jet nozzle at the outlet, and the engine is provided with an annular shell mounted between the body of the external circuit of the engine and a longitudinal annular combustion chamber, forming a slit-like gap for supplying cooling air from the engine intake.

Выполнение детонационного устройства в виде продольной кольцевой камеры сгорания, примыкающей к корпусу наружного контура двигателя, позволяет сократить поперечные габариты двигателя, разместив все необходимые элементы устройства вдоль его продольной оси, которая в нем имеет максимальные размеры.The implementation of the detonation device in the form of a longitudinal annular combustion chamber adjacent to the housing of the outer contour of the engine, allows to reduce the transverse dimensions of the engine by placing all the necessary elements of the device along its longitudinal axis, which has maximum dimensions in it.

Соединение продольной кольцевой камеры сгорания с воздушным каналом из воздухозаборника двигателя и осевым завихрителем на его входе позволяет получать на входе в детонационную камеру сгорания не только воздух с высоким давлением, но и закрученным в нужном окружном направлении для работы детонационной камеры.The connection of the longitudinal annular combustion chamber with the air channel from the engine intake and the axial swirler at its inlet allows not only high pressure air to be received at the inlet to the detonation combustion chamber, but also twisted in the right circumferential direction for the detonation chamber to work.

Отделение проточной части от проточной части газогенератора позволяет сделать их работу автономной, при этом импульсная детонация в детонационной камере напрямую не сможет влиять на работу газогенератора, например, не воздействуя на довольно чувствительные лопатки компрессора газогенератора.Separation of the flow part from the flow part of the gas generator allows their operation to be autonomous, while pulse detonation in the detonation chamber cannot directly affect the operation of the gas generator, for example, without affecting the rather sensitive blades of the gas generator compressor.

Размещение на внутренней стороне наружной стенки кольцевой камеры сгорания последовательно вдоль продольной оси двигателя поясов смесителей (резонаторов) топлива и воздуха с не менее чем с тремя смесителями по периметру каждого пояса, позволяет разместить их равномерно с наименьшими радиальными габаритами и обеспечить надежную работу газодинамических резонаторов.Placing on the inner side of the outer wall of the annular combustion chamber sequentially along the longitudinal axis of the engine of the belts of mixers (resonators) of fuel and air with at least three mixers along the perimeter of each belt, they can be placed uniformly with the smallest radial dimensions and ensure reliable operation of gas-dynamic resonators.

Выполнение смесителей в виде отрезков трубок, входы и выходы которых направлены вдоль направления потока воздуха, поступающего от осевого завихрителя и направление осей топливных форсунок в смесителе под углом к направлению потока воздуха в нем, позволяет обеспечить в резонаторах создание усилий, направленных под углом к продольной оси двигателя.The implementation of the mixers in the form of pipe segments, the inputs and outputs of which are directed along the direction of the air flow coming from the axial swirler and the direction of the axes of the fuel nozzles in the mixer at an angle to the direction of air flow in it, allows the resonators to create forces directed at an angle to the longitudinal axis engine.

Настройка каждого отдельного пояса смесителей на свой нормированный режим импульсной детонации позволяет этому поясу работать на своем давлении в трубке, а значит, и на своей скорости полета самолета с максимальной отдачей и гаснуть при уходе в сторону от этого давления.Setting each individual mixer belt to its normalized mode of pulse detonation allows this belt to operate at its own pressure in the tube, and therefore at its own flight speed of the aircraft with maximum efficiency, and go out when moving away from this pressure.

Кроме того:Besides:

а) для двухконтурного или трехконтурного турбореактивного двигателя в качестве наружного контура выбрана проточная часть второго или последующих контуров двигателя, что делает это устройство универсальным;a) for a double-circuit or three-circuit turbojet engine, the flow part of the second or subsequent engine circuits is selected as the external circuit, which makes this device universal;

б) двигатель может быть снабжен системой включения в работу последующего пояса смесителей топлива и воздуха после отключения предыдущего пояса;b) the engine can be equipped with a system for switching on the operation of the subsequent belt of fuel and air mixers after disconnecting the previous belt;

в) вход воздушного канала из воздухозаборника двигателя в детонационную камеру сгорания может быть снабжен управляемой заслонкой, что позволит турбореактивному авиационному двигателю выключать из работы газогенератор и создавать тягу наиболее эффективным способом, направляя весь расход воздуха через детонационное устройство;c) the air channel inlet from the engine’s air intake into the detonation combustion chamber can be equipped with a controlled damper, which will allow the turbojet aircraft engine to shut the gas generator out of operation and create thrust in the most efficient way, directing the entire air flow through the detonation device;

г) продольная кольцевая камера сгорания может быть снабжена на выходе сверхзвуковым реактивным соплом;d) a longitudinal annular combustion chamber may be provided at the outlet with a supersonic jet nozzle;

д) для охлаждения корпусов наружного контура и корпуса детонационной камеры между корпусом наружного контура двигателя и продольной кольцевой камеры сгорания может быть образован щелевидный зазор для подачи туда охлаждающего воздуха из воздухозаборника двигателя. Кроме того, такая щель является прекрасным демпфером от детонационных колебаний от детонационного устройства к газогенератору.e) for cooling the outer loop housings and the detonation chamber housing, a slit-like gap may be formed between the outer loop housing and the longitudinal annular combustion chamber for supplying cooling air there from the engine air intake. In addition, such a gap is an excellent damper from detonation vibrations from a detonation device to a gas generator.

На фиг. 1 изображен продольный разрез турбореактивного двигателя;In FIG. 1 shows a longitudinal section of a turbojet engine;

На фиг. 2 изображен продольный разрез турбореактивного двигателя с щелевидным зазором между корпусом наружного контура двигателя и продольной кольцевой камеры сгорания.In FIG. 2 shows a longitudinal section of a turbojet engine with a slit-like gap between the casing of the external circuit of the engine and the longitudinal annular combustion chamber.

На фиг. 3 схема кольцевой детонационной камеры сгорания с бегущей волной.In FIG. 3 diagram of an annular detonation combustion chamber with a traveling wave.

Турбореактивный авиационный двигатель содержит воздухозаборник 1, газогенератор 2, реактивное сопло 3, детонационное устройство 4, примыкающее к корпусу 5 наружного контура 6 двигателя. Детонационное устройство 4 выполнено в виде продольной кольцевой камеры сгорания 7 с воздушным каналом из воздухозаборника двигателя и осевым завихрителем 8 на его входе, проточная часть, которой отделена от проточной части газогенератора. На внутренней стороне наружной стенки кольцевой камеры сгорания 7, последовательно размещены вдоль продольной оси двигателя, пояса смесителей (резонаторов) 9 топлива и воздуха с запальными устройствами 10 в них. По периметру каждого пояса установлено не менее трех смесителей воздуха и топлива, выполненных в виде отрезков трубок, входы и выходы которых направлены вдоль направления потока воздуха, поступающего от осевого завихрителя 8. Топливные форсунки 11 установлены на смесителях 9, а их оси направлены под углом к направлению потока воздуха в смесителях, причем каждый отдельный пояс смесителей настроен на свой нормированный режим импульсной детонации. Вход воздушного канала из воздухозаборника двигателя в детонационное устройство 4 с камерой сгорания 7 снабжен управляемой заслонкой 12. Между корпусом наружного контура 5 двигателя и продольной кольцевой камерой сгорания 7, установлена кольцевая обечайка 13, образующая щелевидный зазор 14 для подачи туда охлаждающего воздуха из воздухозаборника двигателя.A turbojet aircraft engine contains an air intake 1, a gas generator 2, a jet nozzle 3, a detonation device 4, adjacent to the housing 5 of the outer circuit 6 of the engine. The detonation device 4 is made in the form of a longitudinal annular combustion chamber 7 with an air channel from the engine air intake and an axial swirler 8 at its inlet, the flow part of which is separated from the gas generator flow part. On the inner side of the outer wall of the annular combustion chamber 7, sequentially placed along the longitudinal axis of the engine, the belts of the mixers (resonators) 9 of fuel and air with ignition devices 10 in them. At least three air and fuel mixers are installed along the perimeter of each belt, made in the form of pipe segments, the inlets and outlets of which are directed along the direction of the air flow coming from the axial swirler 8. The fuel nozzles 11 are mounted on the mixers 9, and their axes are directed at an angle to the direction of the air flow in the mixers, with each individual belt of the mixers configured to its normalized mode of pulse detonation. The entrance of the air channel from the engine intake to the detonation device 4 with the combustion chamber 7 is provided with a controlled shutter 12. An annular shell 13 is installed between the outer loop body 5 of the engine and the longitudinal annular combustion chamber 7, which forms a slit-like gap 14 for supplying cooling air from the engine intake.

Для создания бегущей волны 17 при реализации детонационного термодинамического цикла с высокой частотой повторений импульсов, в каждом отдельном поясе смесители воздуха и топлива настроены на свой режим импульсной детонации и режим самоподдержания детонации.To create a traveling wave 17 when implementing a detonation thermodynamic cycle with a high pulse repetition rate, in each individual belt, the air and fuel mixers are tuned to their own mode of pulse detonation and self-sustaining detonation.

Камера сгорания 7 детонационного устройства 4, оснащена несколькими поясами 18, по периметру каждого пояса установлены не менее трех смесителей 9 с открытым входом и выходом и которые имеют внутренний объем и специальную конфигурацию его, достаточные для инициирования в них мгновенного взрыва.The combustion chamber 7 of the detonation device 4, is equipped with several belts 18, at least three mixers 9 with an open input and output are installed along the perimeter of each belt and which have an internal volume and a special configuration sufficient to initiate an instant explosion in them.

При создании условий для детонационного термодинамического цикла в смесители каждого данного пояса 18, поступает необходимое для условий воспламенения, количество топлива и газообразного окислителя, при этом количество топлива и газообразного окислителя в смесителе определяется скоростью набегания 15 потока окислителя или скоростью движения самолета.(число Маха). После прохождения завихрителя 8 закрученный поток 16 поступает в смесители первого пояса камеры сгорания 7, в которые одновременно по топливным форсункам 11 подается топливо. Запальные устройства 10 воспламеняют горючую смесь для инициирования горения, которое трансформируется в мгновенный взрыв. Закрученная ударная волна 17, созданная этим взрывом, перемещается со сверхзвуковой скоростью и способствует созданию вторичного давления, температуры и состава окружающей среды, вызывающей воспламенение топлива и газообразного окислителя и инициирование последующего мгновенного взрыва в текущем или следующем поясе смесителей. Образующаяся суммарная ударная волна 17 улучшает показатели удельной тяги двигателя.When creating the conditions for the detonation thermodynamic cycle, the mixers of each given belt 18 receive the amount of fuel and gaseous oxidizer necessary for the ignition conditions, while the amount of fuel and gaseous oxidizer in the mixer is determined by the speed of arrival of the oxidizer flow 15 or the speed of the aircraft. (Mach number) . After the passage of the swirler 8, the swirling stream 16 enters the mixers of the first belt of the combustion chamber 7, into which fuel is supplied via the fuel nozzles 11. Ignition devices 10 ignite the combustible mixture to initiate combustion, which transforms into an instantaneous explosion. The swirling shock wave 17 created by this explosion travels at a supersonic speed and contributes to the creation of a secondary pressure, temperature and composition of the environment, causing ignition of the fuel and gaseous oxidizer and the initiation of a subsequent instantaneous explosion in the current or next belt of the mixers. The resulting total shock wave 17 improves the specific thrust of the engine.

В предложенном двигателе предусмотрено выполнение смесителей 9 в виде отрезков трубок изогнутых по дуге корпуса камеры сгорания 7, и установленных в ней по направлению вихревого потока под углом к продольной плоскости камеры сгорания. Это позволяет компоновать двигатели с многотрубной схемой смесителей (резонаторов) длиной от 700 мм до 1500 мм. Детонационное устройство 4 двигателя позволяет эффективно работать при скорости движения до 5 Мах, при этом предложение не ограничивает число поясов со смесителями 9 в камере сгорания 7, но предусматривает настройку смесителей (резонаторов) каждого пояса на необходимое (нормированное) число Маха. Изобретение предусматривает установки в двигатель кольцевой обечайки 13, сглаживающей импульсные ударные нагрузки на элементы турбин и снижающей акустические воздействия на окружающую среду.The proposed engine provides for the implementation of the mixers 9 in the form of pipe segments bent along the arc of the housing of the combustion chamber 7, and installed in it in the direction of the vortex flow at an angle to the longitudinal plane of the combustion chamber. This allows you to assemble engines with a multi-tube design of mixers (resonators) with a length of 700 mm to 1500 mm. The detonation device 4 of the engine allows you to work effectively at a speed of up to 5 Mach, while the proposal does not limit the number of belts with mixers 9 in the combustion chamber 7, but provides for the adjustment of the mixers (resonators) of each belt to the necessary (normalized) Mach number. The invention provides for the installation of an annular shell 13 in the engine, which smooths impulse shock loads on turbine elements and reduces acoustic impacts on the environment.

Двигатель, оборудованный детонационным устройством работает следующим образом.An engine equipped with a detonation device operates as follows.

При высоких скоростях полета, набегающий высокоскоростной поток воздуха тормозят в криволинейном пространстве воздухозаборника. После достижения летательным аппаратом скорости 0,8-1,0 М, система автоматики (не показана), открывает управляемую заслонку 12 и клапан топливных форсунок 11. После прохождения завихрителя 8, часть закрученного потока газообразного окислителя 16 поступает в смесители (резонаторы) первого пояса, настроенные на 0,8-1,0 М. Топливо и газообразный окислитель в резонаторах образуют смесь достаточную для воспламенения. Запальная свеча 10 воспламеняет смесь и инициирует ее горение, которое трансформируется в мгновенный взрыв. Ударная волна, созданная этим взрывом, перемещается со сверхзвуковой скоростью порядка 4000 м/сек. Температура в резонаторах скачком повышается приблизительно до 2800°С и скачком растет давление в смесителях первого пояса и на некотором расстоянии за ним.At high flight speeds, the oncoming high-speed air flow is inhibited in the curved space of the air intake. After the aircraft reaches a speed of 0.8-1.0 M, the automation system (not shown) opens the controlled shutter 12 and the valve of the fuel injectors 11. After passing through the swirl 8, part of the swirling stream of gaseous oxidizer 16 enters the mixers (resonators) of the first belt tuned to 0.8-1.0 M. The fuel and gaseous oxidizer in the resonators form a mixture sufficient to ignite. The glow plug 10 ignites the mixture and initiates its burning, which transforms into an instantaneous explosion. The shock wave created by this explosion travels at a supersonic speed of the order of 4000 m / s. The temperature in the resonators rises abruptly to approximately 2800 ° C and the pressure rises abruptly in the mixers of the first belt and at a certain distance behind it.

Поскольку создание окружающей среды в резонаторах, вызывающей воспламенение топлива и газообразного окислителя, после мгновенного взрыва, определяется возникающей температурой, скоростью создания вторичного давления и скоростью подачи газообразного окислителя определяемой скоростью (числом Маха) летательного аппарата, то воспламенение топлива и инициирование последующего мгновенного взрыва в резонаторах первого пояса возникает только при скорости 0,8-1,0 М. Если скорость летательного аппарата выше, то автоматика закрывает подачу топлива в смесители первого пояса и открывает подачу во второй пояс с резонаторами настроенными на большие значения числа Маха и так далее, до скоростей число Маха 5. Возможен переход от поясов с повышенным значением числа Маха к поясам с пониженными значениями.Since the creation of the environment in the resonators causing ignition of the fuel and the gaseous oxidizer after an instant explosion is determined by the temperature, the rate of creation of the secondary pressure and the feed rate of the gaseous oxidizer determined by the speed (Mach number) of the aircraft, the ignition of the fuel and the initiation of the subsequent instant explosion in the resonators the first belt occurs only at a speed of 0.8-1.0 M. If the speed of the aircraft is higher, then the automation closes the fuel supply to the mixers of the first belt and opens the flow to the second belt with resonators tuned to large Mach numbers and so on, up to speeds Mach number 5. A transition from belts with a higher Mach number to belts with a lower value is possible.

Применение двигателя позволяет повысить топливную экономичность до 30%, качественно увеличить скорость полета до 5 М, обеспечить постоянный удельный импульс по топливу 2000-2500 с при работе на углеводородном топливе без существенного увеличения габаритов и веса, увеличить КПД, снизить стоимости за счет упрощения конструкции.The use of the engine makes it possible to increase fuel efficiency by up to 30%, to qualitatively increase flight speed to 5 M, to provide a constant specific impulse for fuel of 2000-2500 s when working on hydrocarbon fuel without a significant increase in size and weight, increase efficiency, and reduce costs by simplifying the design.

Claims (6)

1. Турбореактивный авиационный двигатель, содержащий воздухозаборник, газогенератор, сопло и детонационное устройство, примыкающее к корпусу наружного контура двигателя, отличающийся тем, что детонационное устройство выполнено в виде продольной кольцевой камеры сгорания с входным воздушным каналом из воздухозаборника двигателя и осевым завихрителем на ее входе, проточная часть камеры отделена от проточной части газогенератора, а на внутренней стороне наружной стенки кольцевой камеры сгорания последовательно размещены вдоль продольной оси двигателя пояса смесителей топлива и воздуха с запальными устройствами в них, при этом по периметру каждого пояса установлено не менее трех смесителей воздуха и топлива с запальными устройствами, выполненных в виде отрезков трубок, входы и выходы которых направлены вдоль направления потока воздуха, поступающего от осевого завихрителя, а оси топливных форсунок в смесителе направлены под углом к направлению потока воздуха в нем, причем каждый отдельный пояс смесителей настроен на свой нормированный режим импульсной детонации.1. A turbojet aircraft engine containing an air intake, a gas generator, a nozzle and a detonation device adjacent to the housing of the external engine circuit, characterized in that the detonation device is made in the form of a longitudinal annular combustion chamber with an air inlet from the engine air intake and an axial swirl at its inlet, the flow part of the chamber is separated from the flow part of the gas generator, and on the inner side of the outer wall of the annular combustion chamber are sequentially arranged along the longitudinal axis of the engine of the belt of fuel and air mixers with ignition devices in them, while at least three air and fuel mixers are installed along the perimeter of each belt ignition devices made in the form of pipe segments, the inputs and outputs of which are directed along the direction of the air flow coming from the axial swirler, and the axis of the fuel nozzles in the mixer are directed at an angle to the direction of air flow in it, and each individual The mixers are tuned to their normalized pulse detonation mode. 2. Турбореактивный авиационный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что для двухконтурного или трехконтурного турбореактивного двигателя в качестве наружного контура выбрана проточная часть второго или последующих контуров двигателя.2. A turbojet aircraft engine according to claim 1, characterized in that for the dual-circuit or three-circuit turbojet engine, the flow part of the second or subsequent engine circuits is selected as the external circuit. 3. Турбореактивный авиационный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что двигатель снабжен системой включения в работу последующего пояса смесителей топлива и воздуха после отключения предыдущего пояса.3. A turbojet aircraft engine according to claim 1, characterized in that the engine is equipped with a system for switching on a subsequent belt of fuel and air mixers after turning off the previous belt. 4. Турбореактивный авиационный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что вход воздушного канала из воздухозаборника двигателя в детонационную камеру сгорания снабжен управляемой заслонкой.4. A turbojet aircraft engine according to claim 1, characterized in that the air channel inlet from the engine air intake into the detonation combustion chamber is provided with a controlled damper. 5. Турбореактивный авиационный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что продольная кольцевая камера сгорания снабжена на выходе сверхзвуковым реактивным соплом.5. A turbojet aircraft engine according to claim 1, characterized in that the longitudinal annular combustion chamber is provided at the outlet with a supersonic jet nozzle. 6. Турбореактивный авиационный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что он снабжен кольцевой обечайкой, установленной между корпусом наружного контура двигателя и продольной кольцевой камерой сгорания, образующей щелевидный зазор для подачи туда охлаждающего воздуха из воздухозаборника двигателя.6. A turbojet aircraft engine according to claim 1, characterized in that it is equipped with an annular shell mounted between the body of the outer contour of the engine and a longitudinal annular combustion chamber, forming a slit-like gap for supplying cooling air there from the engine intake.
RU2019129483A 2019-09-19 2019-09-19 Turbojet aircraft engine RU2724559C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019129483A RU2724559C1 (en) 2019-09-19 2019-09-19 Turbojet aircraft engine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019129483A RU2724559C1 (en) 2019-09-19 2019-09-19 Turbojet aircraft engine

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2724559C1 true RU2724559C1 (en) 2020-06-23

Family

ID=71136080

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2019129483A RU2724559C1 (en) 2019-09-19 2019-09-19 Turbojet aircraft engine

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2724559C1 (en)

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2277181C2 (en) * 2004-07-07 2006-05-27 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО НПО "Сатурн") Turbojet engine
RU2331784C2 (en) * 2002-12-20 2008-08-20 Дженерал Электрик Компани Pulsed detonation system for gas turbine engine and gas turbine engine incorporating such system
RU2660734C2 (en) * 2012-11-07 2018-07-09 Экспэнэншл Текнолоджиз, Инк. Pressure-gain combustion chamber (versions) and operating method thereof

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2331784C2 (en) * 2002-12-20 2008-08-20 Дженерал Электрик Компани Pulsed detonation system for gas turbine engine and gas turbine engine incorporating such system
RU2277181C2 (en) * 2004-07-07 2006-05-27 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО НПО "Сатурн") Turbojet engine
RU2660734C2 (en) * 2012-11-07 2018-07-09 Экспэнэншл Текнолоджиз, Инк. Pressure-gain combustion chamber (versions) and operating method thereof

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Г.С. СКУБАЧЕВСКИЙ. Авиационные газотурбинные двигатели. Конструкция и расчет деталей. М.: Машиностроение, 1969 г., стр. 5, рис. 1.01. *

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP4555654B2 (en) Two-stage pulse detonation system
CN112902225B (en) Multistage afterburning chamber with outer ring rotary detonation supercharged combustion chamber
US3877219A (en) Constant volume combustion gas turbine with intermittent flows
US6666018B2 (en) Combined cycle pulse detonation turbine engine
CA2452972C (en) Methods and apparatus for generating gas turbine engine thrust
US2475911A (en) Combustion apparatus
CN109028142B (en) Propulsion system and method of operating the same
EP2884184A1 (en) Tuned cavity rotating detonation combustion system
US20140196460A1 (en) Ramjet including a detonation chamber and aircraft comprising such a ramjet
CN100507253C (en) Multi-pipe impulse detonating combustion camber and detonation method thereof
CN101806260B (en) Multitube parallel pulse detonation combustion chamber and ignition detonation method thereof
CN109028146A (en) It is mixed and burned device assembly and operating method
US20180356094A1 (en) Variable geometry rotating detonation combustor
GB1522826A (en) Gas turbine engine afterburner flameholders
EP2400221B1 (en) Ejector purge of cavity adjacent exhaust flowpath
RU2717479C1 (en) Forced dual-circuit ejector pulsating air-jet engine
US11898757B2 (en) Rotating detonation propulsion system
US20030126853A1 (en) Methods and apparatus for operating gas turbine engines
US7131260B2 (en) Multiple detonation initiator for frequency multiplied pulsed detonation combustion
US20200191398A1 (en) Rotating detonation actuator
CN201696167U (en) Multi-tube parallel-connection pulse detonation combustion chamber
CN108757220A (en) A kind of pulse detonation combustion engine of rear end igniting
RU2724559C1 (en) Turbojet aircraft engine
RU173530U1 (en) Powerplant hypersonic aircraft
US3780530A (en) Combustion chamber