RU40081U1 - Пульсирующий детонационный однокамерный ракетный двигатель - Google Patents
Пульсирующий детонационный однокамерный ракетный двигатель Download PDFInfo
- Publication number
- RU40081U1 RU40081U1 RU2004111418/22U RU2004111418U RU40081U1 RU 40081 U1 RU40081 U1 RU 40081U1 RU 2004111418/22 U RU2004111418/22 U RU 2004111418/22U RU 2004111418 U RU2004111418 U RU 2004111418U RU 40081 U1 RU40081 U1 RU 40081U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuel
- oxidizer
- combustion chamber
- chamber
- detonation
- Prior art date
Links
Landscapes
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Полезная модель относится к аэрокосмической технике, может быть использована в летательных аппаратах и некоторых наземных пульсирующих генераторах и предназначена улучшить тягово - экономические и габаритные параметры двигательных установок. Технический результат - повышение надежности работы двигателя, совершенствование системы хранения и подачи компонентов топлива при уменьшении массы баков горючего и окислителя. Для этого в пульсирующий детонационный однокамерный ракетный двигатель, содержащий баки с горючим и окислителем, камеру сгорания с соплом, клапаны окислителя и горючего, систему зажигания введены теплообменники системы горючего и окислителя, размещенные на камере сгорания с соплом, а также ресиверы горючего и окислителя.
Description
Предлагаемая полезная модель относится к аэрокосмической технике, может быть использована на летательных аппаратах, а также в некоторых наземных пульсирующих генераторах и предназначена повысить тягово-экономические и габаритные параметры двигательных установок.
Известны пульсирующие детонационные однокамерные ракетные двигатели, разработанные в Научно-исследовательском центре космических полетов им.Маршалла NASA и фирмой Adroit System hie. (ASI) (США).
Результаты исследования двигателя в Научно-исследовательском центре космических полетов им.Маршалла NASA приведены в статье "NASA studies pulse detonation engine", Flight International, 2000, vol.157, №4728, с32.
Работа его основана на том, что воспламенение поданных в камеру сгорания компонентов топлива и их выброс под высоким давлением происходит периодически в результате микровзрыва (детонации).
Данный двигатель имеет недостатки:
- удлиненную трубчатую камеру сгорания;
- отсутствие автономной системы охлаждения камеры сгорания.
Один из пульсирующих детонационных однокамерных двигателей фирмы Adroit System Inc. (ASI) описан в статье "Rocket PDE tested", "Aviation Week @ Space Technology", 1998 г., 148, №18, с.50, и был представлен на 6-ом Интернациональном симпозиуме по двигателям для космических транспортных систем 21 века, 14-17 мая 2002 года в Версале
(Франция) в докладе "Resent Advances in Pulse Detonation Engine Technology", с2.
Работа его основана на том, что горение происходит в трубчатой камере сгорания, открытой с одной стороны, в которой смешивается горючее и окислитель. Ударная (детонационная) волна распространяется по трубчатой камере сгорания со сверхзвуковой скоростью и продукты сгорания истекают из камеры. Давление в камере падает до условий разрядки, в результате в камеру поступает новая порция топлива и цикл повторяется. Двигатель фирмы ASI обладает следующими недостатками:
- система хранения компонентов топлива использует тяжелые газовые баллоны, находящиеся под давлением;
- большие размеры и объемы баков, которые требуют газообразные компоненты горючего и окислителя;
- отсутствие автономной системы охлаждения - охлаждение осуществляется водой от стендовых систем.
Наиболее близким к предлагаемому техническому решению является пульсирующий детонационный однокамерный двигатель фирмы ASI на газообразных компонентах топлива водород и кислород, имеющий длину камеры сгорания 91,4 см, внутренний диаметр 2,54 см, описанный в статье "Rocket PDE tested", "Aviation Week @ Space Technology", 1998 г., 148, №18, с.50, и представлен на 6-ом Интернациональном симпозиуме по двигателям для космических транспортных систем 21 века, 14-17 мая 2002 года в Версале (Франция) в докладе "Resent Advances in Pulse Detonation Engine Technology", с2, принятый за прототип.
На фиг.1 приведена схема двигателя-прототипа, где введены обозначения
1 - бак с окислителем;
2 - бак с горючим;
3 - камера сгорания с соплом;
4 - клапан окислителя:
5 - клапан горючего;
6 - система зажигания (детонирующее устройство);
7 - бак с водой;
8 - насос;
9 - теплообменник.
Баки с окислителем 1 и горючим 2 через клапаны 4 и 5 соединены с камерой сгорания с соплом 3, которая имеет систему зажигания 6. Система охлаждения камеры сгорания с соплом 3 состоит из бака с водой 7, насоса 8 и теплообменника 9.
Работа данного двигателя заключается в следующем. В камеру сгорания 3 из баков 1 и 2 поступает топливо, которое образует рабочую смесь. Воспламенение детонирующей смеси резко повышает давление в камере сгорания 3. Ударная волна в камере сгорания 3 распространяется со скоростью несколько тысяч метров в секунду с выбросом продуктов горения из сопла. Продукты сгорания перерасширяются и образуют вакуум в камере сгорания 3. Охлаждение камеры сгорания 3 осуществляется через теплообменник 9 водой, которая подается насосом 8 из бака 7. Продолжительность работы камеры сгорания 3 с частотой 100 Гц составляет 30 с.
Недостатками двигателя-прототипа являются:
- система хранения компонентов топлива, которая использует тяжелые газовые баки-баллоны с окислителем и горючим под давлением;
- большие размеры и объемы баков за счет использования первичных газообразных компонентов топлива;
- отсутствие автономной системы охлаждения - охлаждение осуществляется водой от стендовой системы, что не приемлемо в летательных аппаратах.
Предлагаемое техническое решение позволяет устранить недостатки двигателя-прототипа.
Это достигается тем, что в пульсирующий детонационный однокамерный двигатель, содержащий баки с окислителем и горючим, камеру сгорания, клапаны окислителя и горючего, систему зажигания, систему стационарного охлаждения, введены теплообменники систем горючего и окислителя камеры сгорания и ресиверы окислителя и горючего.
Предлагаемый двигатель показан на фиг.2, где введены обозначения
1 - бак с окислителем;
2 - бак с горючим;
3 - камера сгорания с соплом;
4 - клапан окислителя;
5 - клапан горючего;
6 - система зажигания (детонирующее устройство);
7 - ресивер газообразного окислителя;
8 - ресивер газообразного горючего;
9 - теплообменник системы горючего;
10 - теплообменник системы окислителя.
Предлагаемый двигатель содержит баки с окислителем 1 и горючим 2, камера сгорания с соплом 3, клапаны окислителя 4 и горючего 5, система зажигания 6, ресиверы газообразного окислителя 7 и газообразного горючего 8, теплообменники системы горючего 9 и окислителя 10. Система охлаждения камеры сгорания с соплом 3 содержит теплообменники системы горючего 9 и окислителя 10.
Работает предлагаемое устройство следующим образом. При поступлении жидкого горючего и окислителя из баков 1 и 2 соответственно в теплообменники 9 и 10, расположенные на камере сгорания 3, компоненты топлива нагреваются и испаряются. Испаряющиеся газы накапливаются в ресиверах 7 и 8 соответственно. Далее газообразные продукты поступают в камеру сгорания 3 через клапаны 4 и 5. Клапаны 4 и 5 закрываются, включается система зажигания 6, топливная смесь детонирует. Из сопла камеры сгорания истекают продукты сгорания, создавая разряжение в конце
фазы истечения. Клапаны 4 и 5 открываются под действием разряжения и процесс повторяется. Объемы ресиверов 7 и 8 подбирают по формуле
VO - объем ресивера газообразного окислителя;
VГ - объем ресивера газообразного горючего;
ρГ - плотность горючего;
ρО - плотность окислителя;
km - соотношение компонентов топлива.
Таким образом, в предлагаемом двигателе происходит непосредственное нагревание и испарение компонентов топлива в системе охлаждения камеры сгорания и накопление газообразных компонентов топлива в ресиверах 7 и 8.
Проведенный технический анализ предложенного двигателя по сравнению с прототипом показал, что
- изменение системы хранения и подачи компонентов топлива позволяет использовать тонкостенные баки, имеющие меньшую массу;
- установка теплообменников на камере сгорания осуществляет охлаждение ее криогенными жидкими компонентами, обладающими лучшими охлаждающими свойствами по сравнению с водой;
- установка ресиверов для накопления газообразных компонентов обеспечивает наилучшее смешение горючего в камере сгорания.
Следовательно, предложенное техническое решение позволяет повысить надежность пульсирующего детонационного однокамерного ракетного двигателя и повысить его тягово-экономические параметры.
Claims (2)
1. Пульсирующий детонационный однокамерный ракетный двигатель, содержащий баки с окислителем и горючим, камеру сгорания с соплом, клапаны окислителя и горючего, систему зажигания, отличающийся тем, что введены теплообменники систем горючего и окислителя, размещенные на камере сгорания, а также ресиверы горючего и окислителя.
2. Пульсирующий детонационный однокамерный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что объемы ресиверов окислителя и горючего подбираются по формуле
где Vo - объем ресивера газообразного окислителя;
Vг - объем ресивера газообразного горючего;
ρг - плотность горючего;
ρо - плотность окислителя;
km - соотношение компонентов топлива.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2004111418/22U RU40081U1 (ru) | 2004-04-15 | 2004-04-15 | Пульсирующий детонационный однокамерный ракетный двигатель |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2004111418/22U RU40081U1 (ru) | 2004-04-15 | 2004-04-15 | Пульсирующий детонационный однокамерный ракетный двигатель |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU40081U1 true RU40081U1 (ru) | 2004-08-27 |
Family
ID=38314603
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2004111418/22U RU40081U1 (ru) | 2004-04-15 | 2004-04-15 | Пульсирующий детонационный однокамерный ракетный двигатель |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU40081U1 (ru) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2013158195A2 (en) * | 2012-01-30 | 2013-10-24 | Firestar Engineering, Llc | In-tank propellant mixing |
| RU2610624C1 (ru) * | 2016-01-20 | 2017-02-14 | Владислав Юрьевич Климов | Камера жидкостного ракетного двигателя |
| RU2654292C2 (ru) * | 2016-03-30 | 2018-05-17 | Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт машиноведения им. А.А. Благонравова Российской академии наук (ИМАШ РАН) | Способ работы воздушно-реактивного двигателя и устройство для его реализации (варианты) |
-
2004
- 2004-04-15 RU RU2004111418/22U patent/RU40081U1/ru not_active IP Right Cessation
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2013158195A2 (en) * | 2012-01-30 | 2013-10-24 | Firestar Engineering, Llc | In-tank propellant mixing |
| WO2013158195A3 (en) * | 2012-01-30 | 2014-01-03 | Firestar Engineering, Llc | In-tank propellant mixing |
| RU2610624C1 (ru) * | 2016-01-20 | 2017-02-14 | Владислав Юрьевич Климов | Камера жидкостного ракетного двигателя |
| RU2654292C2 (ru) * | 2016-03-30 | 2018-05-17 | Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт машиноведения им. А.А. Благонравова Российской академии наук (ИМАШ РАН) | Способ работы воздушно-реактивного двигателя и устройство для его реализации (варианты) |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US9404443B2 (en) | Methods for joule-thompson cooling and heating of combustion chamber events and associated systems and apparatus | |
| US7367194B2 (en) | Pulse detonation engine system for driving turbine | |
| US8024918B2 (en) | Rocket motor having a catalytic hydroxylammonium (HAN) decomposer and method for combusting the decomposed HAN-based propellant | |
| US2748753A (en) | Boilers | |
| CN104632467A (zh) | 超音速客机用一种有声腔火箭推力室及其供应系统 | |
| RU40081U1 (ru) | Пульсирующий детонационный однокамерный ракетный двигатель | |
| Kailasanath | Applications of detonations to propulsion-A review | |
| US3811280A (en) | Process of using storable propellant fuels in supersonic combustion ramjets | |
| Liu et al. | Deflagration-to-detonation transition in isopropyl nitrate mist/air mixtures | |
| JPH06509510A (ja) | ガス発生方法及びその方法を実施する装置 | |
| WO2015066651A1 (en) | Methods for high speed hydrogen injection, accelerated combustion and associated systems and apparatus | |
| JP2020070797A (ja) | ブラウンガス発生システムを備えたブラウンガスの爆発爆縮機能を利用した爆発爆縮エンジンシステム。 | |
| RU51118U1 (ru) | Пульсирующий детонационный однокамерный ракетный двигатель с комбинированной системой истечения продуктов сгорания | |
| RU114343U1 (ru) | Комбинированный воздушно-ракетный двигатель с прямоточной камерой пульсирующего горения, форкамерой и системой воздушного запуска | |
| Kailasanath | A review of research on pulse detonation engines | |
| RU43315U1 (ru) | Пульсирующий детонационный однокамерный ракетный двигатель с принудительной системой подачи топлива | |
| Takada et al. | Ignition and flame-holding characteristics of 60wt% hydrogen peroxide in a CAMUI-type hybrid rocket fuel | |
| US2929200A (en) | Process for augmenting thrust of jet engines | |
| Khan et al. | Experimental study of effects of type of injectors on the performance of gas generator of liquid rocket engine | |
| RU2347097C1 (ru) | Гиперзвуковой пульсирующий детонационный двигатель и способ его функционирования | |
| RU2537663C1 (ru) | Реактивное судно на воздушной подушке | |
| Ono et al. | Study on development of ejector of Bubble Jet Engine (BJE)–measurement of thrust– | |
| RU154857U1 (ru) | Генератор | |
| Takagi et al. | Experimental performance evaluation of 3N-class pulse detonation thruster using liquid purge method | |
| RU187155U1 (ru) | Бессопловая газопаровая камера жидкостного ракетного двигателя |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM1K | Utility model has become invalid (non-payment of fees) |
Effective date: 20060416 |