RU2777804C1 - Method for stabilizing the combustion process in the combustion chamber of an aircraft engine - Google Patents
Method for stabilizing the combustion process in the combustion chamber of an aircraft engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2777804C1 RU2777804C1 RU2021136433A RU2021136433A RU2777804C1 RU 2777804 C1 RU2777804 C1 RU 2777804C1 RU 2021136433 A RU2021136433 A RU 2021136433A RU 2021136433 A RU2021136433 A RU 2021136433A RU 2777804 C1 RU2777804 C1 RU 2777804C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- combustion chamber
- combustion
- fuel
- stabilizing
- aluminum
- Prior art date
Links
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 title claims abstract description 85
- 230000000087 stabilizing Effects 0.000 title claims abstract description 15
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims abstract description 56
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 claims abstract description 35
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminum Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 35
- 239000002105 nanoparticle Substances 0.000 claims abstract description 31
- 239000007788 liquid Substances 0.000 claims abstract description 26
- 239000004215 Carbon black (E152) Substances 0.000 claims abstract description 17
- 150000002430 hydrocarbons Chemical class 0.000 claims abstract description 17
- 238000002309 gasification Methods 0.000 claims abstract description 10
- 238000005054 agglomeration Methods 0.000 claims abstract description 8
- 230000002776 aggregation Effects 0.000 claims abstract description 8
- 238000000034 method Methods 0.000 claims description 9
- 238000010521 absorption reaction Methods 0.000 abstract description 4
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 6
- 239000002245 particle Substances 0.000 description 4
- 238000002679 ablation Methods 0.000 description 3
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 3
- 230000004907 flux Effects 0.000 description 3
- 239000011888 foil Substances 0.000 description 3
- 238000011105 stabilization Methods 0.000 description 3
- 206010073306 Exposure to radiation Diseases 0.000 description 2
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 2
- 238000005755 formation reaction Methods 0.000 description 2
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 2
- 239000011261 inert gas Substances 0.000 description 2
- 239000007787 solid Substances 0.000 description 2
- 239000003381 stabilizer Substances 0.000 description 2
- 239000000758 substrate Substances 0.000 description 2
- 229910018072 Al 2 O 3 Inorganic materials 0.000 description 1
- 229910052580 B4C Inorganic materials 0.000 description 1
- INAHAJYZKVIDIZ-UHFFFAOYSA-N Boron carbide Chemical compound B12B3B4C32B41 INAHAJYZKVIDIZ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- PNEYBMLMFCGWSK-UHFFFAOYSA-N al2o3 Chemical compound [O-2].[O-2].[O-2].[Al+3].[Al+3] PNEYBMLMFCGWSK-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000002547 anomalous Effects 0.000 description 1
- 239000000969 carrier Substances 0.000 description 1
- 230000015556 catabolic process Effects 0.000 description 1
- 230000000875 corresponding Effects 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 238000009792 diffusion process Methods 0.000 description 1
- 238000010892 electric spark Methods 0.000 description 1
- 238000001704 evaporation Methods 0.000 description 1
- 230000004941 influx Effects 0.000 description 1
- KFZMGEQAYNKOFK-UHFFFAOYSA-N iso-propanol Chemical compound CC(C)O KFZMGEQAYNKOFK-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 239000003350 kerosene Substances 0.000 description 1
- 238000000608 laser ablation Methods 0.000 description 1
- 238000002156 mixing Methods 0.000 description 1
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 1
- 238000009827 uniform distribution Methods 0.000 description 1
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к двигателестроению, а именно к способу стабилизации процесса горения в камере сгорания двигателя летательного аппарата и может быть использовано в современных воздушно-реактивных двигателях с высокоскоростным воздушным потоком для расширения диапазона устойчивой работы камеры сгорания, в том числе для улучшения высотного запуска двигателя.The invention relates to engine building, namely to a method for stabilizing the combustion process in the combustion chamber of an aircraft engine and can be used in modern air-jet engines with high-speed air flow to expand the range of stable operation of the combustion chamber, including to improve high-altitude engine start.
Стабилизация горения углеводородного топлива в высокоскоростном воздушном потоке представляет собой сложную техническую проблему. Для ее решения предлагается использовать фиксированные вихревые зоны за уступами, стабилизаторами или в нишах, в которых циркулируют горячие продукты сгорания, воспламеняющие свежие порции топлива. Подобная организация процесса горения может быть устойчивой лишь при наличии тепловой связи между вихревой и основной зонами горения, которая обычно реализуется через приток в вихревую зону горячих продуктов сгорания с обратными токами. При сжигании углеводородного топлива в бедных смесях связь между вихревой и основной зонами может ослабевать, что ведет к срыву процесса горения. С целью поддержания работоспособности вихревой зоны предлагается подавать в нее специальное топливо подпитки, которое поддерживает требуемый уровень концентрации продуктов сгорания в отрывной зоне.Stabilization of hydrocarbon fuel combustion in a high-velocity air flow is a complex technical problem. To solve it, it is proposed to use fixed vortex zones behind ledges, stabilizers or in niches in which hot combustion products circulate, igniting fresh portions of fuel. Such an organization of the combustion process can be stable only if there is a thermal connection between the vortex and main combustion zones, which is usually realized through the influx of hot combustion products with reverse currents into the vortex zone. When hydrocarbon fuels are burned in lean mixtures, the connection between the vortex and main zones can be weakened, which leads to the breakdown of the combustion process. In order to maintain the efficiency of the vortex zone, it is proposed to supply it with special make-up fuel, which maintains the required level of concentration of combustion products in the separation zone.
Известен способ стабилизации процесса горения в камере сгорания двигателя летательного аппарата заключающийся в создании в камере сгорания вихревых зон и подаче в вихревые зоны основного жидкого или газообразного топлива (RU 2119118, 1998 г.). В известном техническом решении в результате перемешивания топлива и воздуха образуется гемогенизированная горючая смесь, самовоспламеняющаяся при температуре воздушного потока выше температуры воспламенения. Недостатком известного технического решения является низкая надежность способа, обусловленная необходимостью использования принудительного поджига от электроискры, создаваемой от введения в вихревые зоны электродов в случае снижения температуры воздушного потока ниже температуры воспламенения топлива.A known method of stabilizing the combustion process in the combustion chamber of an aircraft engine, which consists in creating vortex zones in the combustion chamber and supplying the main liquid or gaseous fuel to the vortex zones (RU 2119118, 1998). In the known technical solution, as a result of mixing fuel and air, a hemogenized combustible mixture is formed, which spontaneously ignites at an air flow temperature above the ignition temperature. The disadvantage of the known technical solution is the low reliability of the method, due to the need to use forced ignition from an electric spark created by introducing electrodes into the vortex zones in the event that the temperature of the air flow drops below the ignition temperature of the fuel.
Известен способ стабилизации процесса горения в камере сгорания двигателя летательного аппарата, заключающийся в подаче основного жидкого углеводородного топлива и в предварительном создании вспомогательного углеводородного топлива, включающем его газификацию и подачу в вихревые зоны (RU 2529035, 2014 г.). В известном техническом решении вспомогательное топливо выполнено в виде смеси инертного газа с наночастицами алюминия. При этом выходящее из проточной камеры вспомогательное топливо барботируют под давлением через жидкое углеводородное топливо, в результате чего происходит внедрение частиц алюминия в жидкое топливо, а оставшийся инертный газ насыщается парами жидкого топлива.A known method of stabilizing the combustion process in the combustion chamber of an aircraft engine, which consists in the supply of the main liquid hydrocarbon fuel and in the preliminary creation of auxiliary hydrocarbon fuel, including its gasification and supply to the vortex zones (RU 2529035, 2014). In the known technical solution, the auxiliary fuel is made in the form of a mixture of an inert gas with aluminum nanoparticles. At the same time, the auxiliary fuel leaving the flow chamber is bubbled under pressure through the liquid hydrocarbon fuel, as a result of which aluminum particles are introduced into the liquid fuel, and the remaining inert gas is saturated with liquid fuel vapor.
Недостатком известного способа является отсутствие обратной связи между вихревыми зонами и основной зоной горения в камере сгорания, обусловленное значительной задержкой воспламенения крупных наночастиц алюминия, размер которых составляет более 25 нм, покрытых оболочкой из карбида бора, без предварительного их дробления. Недостатком известного способа также является необходимость добавления специальных стабилизаторов при длительном хранении наночастиц в жидком топливе для устранения их агломерации.The disadvantage of the known method is the lack of feedback between the vortex zones and the main combustion zone in the combustion chamber, due to a significant ignition delay of large aluminum nanoparticles, the size of which is more than 25 nm, coated with a boron carbide shell, without their preliminary crushing. A disadvantage of the known method is also the need to add special stabilizers during long-term storage of nanoparticles in liquid fuel to eliminate their agglomeration.
Наиболее близким по технической сущности и назначению к заявляемому изобретению является способ стабилизации процесса горения в камере сгорания двигателя летательного аппарата, заключающийся в создании в камере сгорания вихревых зон, подаче основного жидкого углеводородного топлива, в предварительном создании вспомогательного углеводородного топлива, включающем его газификацию и подачу в вихревые зоны (RU 2454607, 2012 г.). В известном техническом решении в вихревую зону подают вспомогательное топливо, представляющее собой газообразные продукты термохимической конверсии основного жидкого углеводородного топлива, получаемые на борту летательного аппарата при помощи автономного термохимического реактора, при этом тепловая связь носит конвективный и диффузионный характер. Известное техническое решение позволяет увеличить полноту сгорания топлива и тяговую отдачу летательного аппарата.The closest in technical essence and purpose to the claimed invention is a method for stabilizing the combustion process in the combustion chamber of an aircraft engine, which consists in creating vortex zones in the combustion chamber, supplying the main liquid hydrocarbon fuel, in preliminary creating an auxiliary hydrocarbon fuel, including its gasification and supply to vortex zones (RU 2454607, 2012). In the known technical solution, auxiliary fuel is supplied to the vortex zone, which is gaseous products of thermochemical conversion of the main liquid hydrocarbon fuel, obtained on board the aircraft using an autonomous thermochemical reactor, while the thermal connection is of a convective and diffusion nature. Known technical solution allows to increase the completeness of fuel combustion and traction efficiency of the aircraft.
Существенным недостатком известного технического решения является зависимость тепловой связи от давления и плотности промежуточной газовой смеси между вихревой зоной и зоной основного горения, что снижает эффективность стабилизации процесса горения в камере сгорания. Кроме того, недостатком известного технического решения, также снижающим эффективность стабилизации процесса горения, является возможность обратных химических превращений в процессе термохимической конверсии основного жидкого углеводородного топлива в термохимическом реакторе на борту летательного аппарата.A significant disadvantage of the known technical solution is the dependence of the thermal connection on the pressure and density of the intermediate gas mixture between the vortex zone and the main combustion zone, which reduces the efficiency of stabilization of the combustion process in the combustion chamber. In addition, the disadvantage of the known technical solution, which also reduces the efficiency of stabilization of the combustion process, is the possibility of reverse chemical transformations in the process of thermochemical conversion of the main liquid hydrocarbon fuel in a thermochemical reactor on board the aircraft.
Техническая проблема, решаемая заявляемым изобретением, заключается в расширении арсенала технических средств, а именно в создании способа стабилизации процесса горения в камере сгорания двигателя летательного аппарата, обеспечивающего повышение эффективности процесса.The technical problem solved by the claimed invention is to expand the arsenal of technical means, namely, to create a method for stabilizing the combustion process in the combustion chamber of an aircraft engine, which improves the efficiency of the process.
Технический результат, достигаемый при реализации предлагаемого изобретения, заключается в создании способа стабилизации процесса горения в камере сгорания двигателя летательного аппарата, обеспечивающего усиление обратной связи между вихревыми зонами и основной зоной горения в камере сгорания.The technical result achieved by the implementation of the proposed invention is to create a method for stabilizing the combustion process in the combustion chamber of an aircraft engine, providing increased feedback between the vortex zones and the main combustion zone in the combustion chamber.
Заявленный технический результат достигается за счет того, что при осуществлении способа стабилизации процесса горения в камере сгорания двигателя летательного аппарата, заключающегося в создании в камере сгорания вихревых зон, подаче основного жидкого углеводородного топлива и в предварительном создании вспомогательного топлива, включающем его газификацию и подачу в вихревые зоны, согласно предлагаемому техническому решению вспомогательное топливо используют в виде коллоидного раствора наночастиц алюминия определенного размера, концентрация которых обеспечивает агломерацию наночастиц алюминия и составляет не менее 2,5 масс. %, а газификацию вспомогательного топлива осуществляют в процессе его подачи в вихревые зоны камеры сгорания.The claimed technical result is achieved due to the fact that when implementing a method for stabilizing the combustion process in the combustion chamber of an aircraft engine, which consists in creating vortex zones in the combustion chamber, supplying the main liquid hydrocarbon fuel and preliminary creating auxiliary fuel, including its gasification and supply to vortex zones, according to the proposed technical solution, auxiliary fuel is used in the form of a colloidal solution of aluminum nanoparticles of a certain size, the concentration of which ensures the agglomeration of aluminum nanoparticles and is at least 2.5 wt. %, and the gasification of the auxiliary fuel is carried out in the process of its supply to the vortex zones of the combustion chamber.
Существенность отличительных признаков технического решения подтверждается тем, что только совокупность всех признаков, описывающая предлагаемое техническое решение, позволяет обеспечить решение поставленной технической проблемы с достижением заявленного технического результата, заключающегося в реализации его назначения, т.е. в создании способа стабилизации процесса горения в камере сгорания двигателя летательного аппарата, обеспечивающего обратную связь между вихревыми зонами и основной зоной горения в камере сгорания за счет поглощения агломератами алюминия теплового излучения от продуктов сгорания в основной зоне горения камеры сгорания.The significance of the distinguishing features of the technical solution is confirmed by the fact that only the totality of all the features describing the proposed technical solution makes it possible to provide a solution to the technical problem posed with the achievement of the claimed technical result, which consists in the implementation of its purpose, i.e. in creating a method for stabilizing the combustion process in the combustion chamber of an aircraft engine, providing feedback between the vortex zones and the main combustion zone in the combustion chamber due to the absorption by aluminum agglomerates of thermal radiation from combustion products in the main combustion zone of the combustion chamber.
Настоящее изобретение поясняется следующим подробным описанием способа стабилизации процесса горения в камере сгорания двигателя летательного аппарата и ссылкой на иллюстрацию, где представлена схема реализации предлагаемого технического решения с обратной тепловой связью между вихревой и основной зонами горения.The present invention is explained by the following detailed description of the method for stabilizing the combustion process in the combustion chamber of an aircraft engine and a reference to an illustration showing a diagram of the implementation of the proposed technical solution with thermal feedback between the vortex and main combustion zones.
На чертеже приняты следующие обозначения:The following designations are adopted in the drawing:
1 - камера сгорания;1 - combustion chamber;
2 - высокоскоростной поток воздуха;2 - high-speed air flow;
3 - вихревая зона;3 - vortex zone;
4 - поток основного жидкого углеводородного топлива;4 - the flow of the main liquid hydrocarbon fuel;
5 - поток вспомогательного топлива5 - auxiliary fuel flow
6 - поток лазерного излучения;6 - laser radiation flux;
7 - импульсный лазер;7 - pulsed laser;
8 - кювета;8 - cuvette;
9 - поток теплового излучения продуктов сгорания.9 - flux of thermal radiation of combustion products.
Способ стабилизации процесса горения в камере сгорания двигателя летательного аппарата осуществляется, следующим образом.A method for stabilizing the combustion process in the combustion chamber of an aircraft engine is carried out as follows.
В камере 1 сгорания под действием высокоскоростного потока 2 воздуха создают вихревые зоны 3 и подают поток 4 основного жидкого углеводородного топлива и поток 5 вспомогательного топлива. Вспомогательное топливо используют в виде коллоидного раствора наночастиц алюминия определенного размера, концентрация которых обеспечивает агломерацию наночастиц и составляет не менее 2,5 масс. % и которое создают предварительно. В частном случае вспомогательное топливо создают методом лазерной абляции. Потоком 6 лазерного излучения от импульсного лазера 7 воздействуют на подложку, выполненную в виде алюминиевой фольги (на чертеже не показана), и расположенной в кювете 8 с жидким топливом (на чертеже не показано). В процессе воздействия излучения обеспечивают передвижение фольги относительно потока 6 лазерного излучения импульсного лазера 7 со скоростью около 1 мм/сек. Жидкое топливо прокачивают через кювету 8 с необходимым расходом для создания заданной концентрации наночастиц алюминия. В этом случае за счет воздействия импульсного лазера 7 генерируются неоксидированные наночастицы алюминия радиусом от 10 × 10-9 до 200 × 10-9 м и обеспечивается равномерное распределение наночастиц в потоке жидкого топлива. Концентрация наночастиц алюминия не менее 2,5 масс. %, определяется из условия обеспечения агломерации наночастиц до момента воспламенения топлива, что достижимо, т.к. время агломерации обратно пропорционально концентрации частиц, а время воспламенения отдельных наночастиц от их концентрации не зависит. При этом размер наночастиц алюминия в коллоидном растворе вспомогательного топлива определяется из соотношения:In the
где:where:
am - температуропроводность твердого алюминия, м2/сек;a m - thermal diffusivity of solid aluminum, m 2 /sec;
τ - длительность лазерного импульса, сек;τ is the duration of the laser pulse, sec;
σ - коэффициент поверхностного натяжения жидкого алюминия, Н/м;σ - coefficient of surface tension of liquid aluminum, N/m;
ρ - плотность жидкого алюминия, кг/м3;ρ is the density of liquid aluminum, kg/m 3 ;
с - скорость звука в жидком алюминии, м/сек.c is the speed of sound in liquid aluminum, m/sec.
Данное соотношение показывает, что длительность лазерного импульса влияет на размер частиц, получаемых при абляции. В случае деструкции основного жидкого углеводородного топлива, используемого для создания вспомогательного топлива (например, керосина), под действием лазерного излучения, изменяют параметры последнего (длину волны, длительность и энергию импульса), или воздействуют лазерным излучением с внешней стороны подложки (алюминиевой фольги), таким образом, чтобы внесение наночастиц алюминия в жидкое топливо происходило со стороны, где нет воздействия излучения. Кроме того, возможно реализовать процесс абляции в потоке более стойкой к излучению жидкости (например, в изопропаноле). В процессе подачи в камеру 1 сгорания через соответствующие форсунки (на чертеже не показаны) потока 4 основного жидкого углеводородного топлива и потока 5 вспомогательного топлива (коллоидного раствора наночастиц алюминия) происходит газификация потоков 4 и 5, смешение испаряющихся капель вспомогательного топлива с парами основного топлива, и, при концентрации продуктов абляции (наночастиц алюминия в жидком топливе) не менее 2,5 масс. %, образование агломератов наночастиц алюминия радиусом от 1,0 × 10-6 до 10 × 1,0-6 м за счет слипания отдельных наночастиц. Агломераты наночастиц алюминия подаются в вихревые зоны 3 и поглощают поток 9 теплового излучения продуктов сгорания. При поглощении теплового излучения агломератами алюминия происходит передача тепла от агломератов газовой смеси в вихревой зоне и ее воспламенение. Кроме того, нестойкость агломератов наночастиц алюминия делает возможным их распад на отдельные наночастицы в процессе переизлучения теплового излучения и позволяет использовать наночастицы алюминия для получения дополнительного энергетического эффекта от их сжигания с образованием оксида алюминия Al2O3. В результате агломераты наночастиц алюминия, поглощающие тепловое излучение от продуктов сгорания и являются промежуточным теплоносителем, обеспечивающим организацию обратной связи, которая обладает большим коэффициентом усиления на основе аномального поглощения теплового излучения. Основными компонентами продуктов сгорания являются молекулы СО2 и Н2О основного жидкого углеводородного топлива, которые при высоких температурах, присущих продуктам сгорания, являются источниками теплового излучения. При типичных температурах в камерах сгорания высокоскоростных двигателей (2500-2700 К) максимум теплового излучения приходится на длину волны ~1 мкм, что соответствует излучению ближнего инфракрасного диапазона. Суммарная концентрация молекул СО2 и Н2О в продуктах сгорания может достигать 30%, за счет чего возникает дополнительный канал теплопередачи от основной зоны горения к вихревой зоне. Необходимо отметить, что крупные сплошные алюминиевые частицы не могут заменить агломераты наночастиц такого же размера, так как частота резонанса в первом случае в разы меньше, чем во втором. Все процессы происходят на характерных временах пребывания топливной смеси в вихревых зонах (около 0,1 сек).This relationship shows that the duration of the laser pulse affects the size of the particles obtained by ablation. In the case of destruction of the main liquid hydrocarbon fuel used to create auxiliary fuel (for example, kerosene), under the action of laser radiation, the parameters of the latter (wavelength, pulse duration and energy) are changed, or laser radiation is applied from the outside of the substrate (aluminum foil), so that the introduction of aluminum nanoparticles into liquid fuel occurs from the side where there is no radiation exposure. In addition, it is possible to implement the ablation process in a flow of a liquid that is more resistant to radiation (for example, in isopropanol). In the process of supplying the
Таким образом, использование вспомогательного топлива в виде коллоидного раствора наночастиц алюминия определенного размера, концентрация которых обеспечивает агломерацию наночастиц алюминия и составляет не менее 2,5 масс. %, и осуществление газификации вспомогательного топлива в процессе его подачи в вихревые зоны камеры сгорания обеспечивает достижение технического результата создания способа стабилизации процесса горения в камере сгорания двигателя летательного аппарата, обеспечивающего обратную связь между вихревыми зонами и основной зоной горения в камере сгорания за счет поглощения агломератами алюминия теплового излучения от продуктов сгорания в основной зоне горения камеры сгорания.Thus, the use of auxiliary fuel in the form of a colloidal solution of aluminum nanoparticles of a certain size, the concentration of which ensures the agglomeration of aluminum nanoparticles and is at least 2.5 wt. %, and the implementation of gasification of auxiliary fuel in the process of its supply to the vortex zones of the combustion chamber ensures the achievement of the technical result of creating a method for stabilizing the combustion process in the combustion chamber of an aircraft engine, providing feedback between the vortex zones and the main combustion zone in the combustion chamber due to absorption by aluminum agglomerates thermal radiation from combustion products in the main combustion zone of the combustion chamber.
Claims (1)
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2777804C1 true RU2777804C1 (en) | 2022-08-10 |
Family
ID=
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2119118C1 (en) * | 1996-07-18 | 1998-09-20 | Центральный аэрогидродинамический институт им.проф.Н.Е.Жуковского | Device for stabilization of supersonic combustion |
| RU2454607C1 (en) * | 2011-02-01 | 2012-06-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Method for stabilisation of fuel combustion process in combustion chamber, and combustion chamber of straight-jet engine of aircraft |
| RU2529035C1 (en) * | 2013-03-25 | 2014-09-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Nano-component energy supplement and liquid hydrocarbon fuel |
| RU2534762C1 (en) * | 2013-10-17 | 2014-12-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Metal or metalloid nanoparticles plasmajet |
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2119118C1 (en) * | 1996-07-18 | 1998-09-20 | Центральный аэрогидродинамический институт им.проф.Н.Е.Жуковского | Device for stabilization of supersonic combustion |
| RU2454607C1 (en) * | 2011-02-01 | 2012-06-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Method for stabilisation of fuel combustion process in combustion chamber, and combustion chamber of straight-jet engine of aircraft |
| RU2529035C1 (en) * | 2013-03-25 | 2014-09-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Nano-component energy supplement and liquid hydrocarbon fuel |
| RU2534762C1 (en) * | 2013-10-17 | 2014-12-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Metal or metalloid nanoparticles plasmajet |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US3810732A (en) | Method and apparatus for flameless combustion of gaseous or vaporous fuel-air mixtures | |
| Javed et al. | Autoignition and combustion characteristics of kerosene droplets with dilute concentrations of aluminum nanoparticles at elevated temperatures | |
| US2206553A (en) | Method of burning fluid fuels | |
| US8601819B2 (en) | Method and device for the combustion of hydrocarbon-containing fuels | |
| US4302933A (en) | Jet engine augmentor operation at high altitudes | |
| JPH04502806A (en) | Method and apparatus for starting the boiler of a solid fuel-burning power plant and ensuring the combustion process of the fuel | |
| RU2565131C1 (en) | Ramjet engine running on solid propellant and method of its operation | |
| JPH11166705A (en) | Method and apparatus for combusting emulsion of water/ fossil fuel mixture | |
| CA2010008A1 (en) | Method and apparatus for increasing radiant heat production of hydrocarbon fuel combustion systems | |
| Sinditskii et al. | Combustion of ammonium dinitramide, part I: burning behavior | |
| RU2406936C2 (en) | Burner for combustion chamber of gas turbine (versions) | |
| RU2777804C1 (en) | Method for stabilizing the combustion process in the combustion chamber of an aircraft engine | |
| US3122429A (en) | Jet or rocket fuel | |
| RU2454607C1 (en) | Method for stabilisation of fuel combustion process in combustion chamber, and combustion chamber of straight-jet engine of aircraft | |
| WO1992020913A1 (en) | Plasma ignition apparatus and method for enhanced combustion and flameholding in engine combustion chambers | |
| JPH0447204B2 (en) | ||
| US2727932A (en) | Method for controlling reactions in hot gaseous reaction mixtures | |
| EP0001437A1 (en) | Process and apparatus for thermal afterburning of explosive gas | |
| Davydov et al. | Application of MW plasma generator for ignition of kerosene/air mixture | |
| RU2631959C1 (en) | Method of coal combustion, subjected to mechanical and plasma treatment | |
| Suchomel et al. | Perspectives on cataloging plasma technologies applied to aeronautical sciences | |
| US3071924A (en) | Method of combustion utilizing ozone | |
| Küçükosman et al. | Combustion Behavior of Fuel Droplets with Metallic, Non-Metallic and Organo-Metallic Boron Additives | |
| Solomon et al. | Pyrotechnic dispersion and ignition of boron particles in gels | |
| RU2054218C1 (en) | Method for production of excited carbon dioxide |