WO2016018171A1 - Способ детонационного сжигания топливных смесей и устройство для его осуществления - Google Patents

Способ детонационного сжигания топливных смесей и устройство для его осуществления Download PDF

Info

Publication number
WO2016018171A1
WO2016018171A1 PCT/RU2014/000592 RU2014000592W WO2016018171A1 WO 2016018171 A1 WO2016018171 A1 WO 2016018171A1 RU 2014000592 W RU2014000592 W RU 2014000592W WO 2016018171 A1 WO2016018171 A1 WO 2016018171A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
chamber
combustion
air
detonation
fuel
Prior art date
Application number
PCT/RU2014/000592
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Федор Афанасьевич БЫКОВСКИЙ
Сергей Андреевич ЖДАН
Евгений Федорович ВЕДЕРНИКОВ
Original Assignee
Общество С Ограниченной Ответственностью "Еадс Русский Технологический Офис Ск"
Федеральное Государственное Бюджетное Учреждение Науки Институт Гидродинамики Им. Лаврентьева Сибирского Отделения Российской Академии Наук
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 Общество С Ограниченной Ответственностью "Еадс Русский Технологический Офис Ск", Федеральное Государственное Бюджетное Учреждение Науки Институт Гидродинамики Им. Лаврентьева Сибирского Отделения Российской Академии Наук filed Critical Общество С Ограниченной Ответственностью "Еадс Русский Технологический Офис Ск"
Priority to EP14898679.7A priority Critical patent/EP3176507A4/en
Publication of WO2016018171A1 publication Critical patent/WO2016018171A1/ru

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R7/00—Intermittent or explosive combustion chambers
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C5/00—Gas-turbine plants characterised by the working fluid being generated by intermittent combustion
    • F02C5/10—Gas-turbine plants characterised by the working fluid being generated by intermittent combustion the working fluid forming a resonating or oscillating gas column, i.e. the combustion chambers having no positively actuated valves, e.g. using Helmholtz effect
    • F02C5/11—Gas-turbine plants characterised by the working fluid being generated by intermittent combustion the working fluid forming a resonating or oscillating gas column, i.e. the combustion chambers having no positively actuated valves, e.g. using Helmholtz effect using valveless combustion chambers
    • 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
    • F02K7/067—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 having aerodynamic valves

Definitions

  • the invention relates to energy and can be used for burning various types of fuels. It will find application in aircraft engines and vehicles, in stationary power plants, in the chemical industry.
  • the known method involves the separate supply of oxidizing agent and fuel, while the oxidizing agent is fed by counterpropagating, equally spaced jets, forming a homogeneous annular layer of the combustible mixture, upon reaching this layer of thickness h, detonation is initiated in the specified layer, after which the fuel and oxidizing agent are continuously fed, maintaining a detonation-resistant layer of the combustible mixture in the proportion /> (6-15) h, where h is the critical size of the detonation of the combustible mixture; / is the length of the closed annular layer.
  • the known method involves the separate supply of the components of the fuel mixture (fuel and oxidizer) with counter-uniform jets, forming a homogeneous annular flow of the combustible mixture, in which they initiate self-sustaining continuous spin (rotating) detonation, which continues as the components of the mixture enter the chamber.
  • the known device contains an annular cylindrical chamber of detonation combustion, an annular channel for supplying air to the combustion chamber and the secondary circuit, nozzles for supplying fuel, an air intake, an air compressor, a power turbine and an output nozzle.
  • air is supplied to the air intake, compressed compressors in the primary and secondary circuits.
  • the air of the secondary circuit helps to cool the wall of the combustion chamber and mixes with the products of detonation combustion at the exit from it.
  • the known device has insufficient functionality, as well as insufficient manufacturability and efficiency.
  • mixing air into products at the outlet of the chamber does not affect the processes in the combustion chamber, in particular, the increase in pressure in it, which determines its dimensions. In addition, complete mixing of air and combustion products is not ensured.
  • the disadvantages of the known method and device are insufficient functionality, as well as insufficient manufacturability and efficiency.
  • the task to which the claimed invention is directed is to expand the functionality of the method of detonation combustion of fuel mixtures and devices for its implementation, as well as increasing their manufacturability and efficiency.
  • the essence of the proposed method consists in the fact that, in contrast to the known method of detonation burning of fuel mixtures, including forcing air (oxidizer) and fuel into the combustion chamber, air is additionally supplied inside the combustion chamber downstream of the detonation wave front before the products exit the camera.
  • Additional air is supplied to the combustion chamber evenly around the circumference at an angle to the flow of oxidizing agent (air) in the direction of exit from the chamber or evenly distributed around the circumference in a certain order along the walls of the combustion chamber.
  • oxidizing agent air
  • the essence of the proposed method consists in the fact that, in contrast to the known method of detonation burning of fuel mixtures, including the separate supply of fuel and air to the combustion chamber and initiating detonation combustion of the resulting mixture, according to the invention, additionally pre-turbulized air is supplied downstream from the critical width "g" (what is indicated in the prototype as "g") of the detonation wave front into the combustion chamber, uniformly around the circumference or over the entire surface of the walls ok in a certain order (determined in each case by heat fluxes into the chamber walls and the conditions for mixing additional turbulized air with combustion products), at an angle to the flow of combustion products. Additional air is supplied along the stream through a series of holes or annular slots in the direction of exit from the chamber.
  • the inventive method is carried out in a device for detonation combustion of fuel mixtures, which, in contrast to the known device containing an annular combustion chamber, a system for mixing fuel (fuel) with an oxidizing agent (air), located at the beginning of the combustion chamber, and supplying them mixture into the combustion chamber, including uniformly located openings (nozzles) for fuel and oxidizing agent (air), an outlet for combustion products, an ignition source, according to the invention, includes means on for additional air (oxidant), in turn comprising means for turbulence of the latter; however, the means for additional supply of this turbulized air is located in the wall (walls) of the detonation chamber below that part of the said chamber where the complete detonation combustion of the fuel mixture occurs, but before leaving the chamber.
  • the aforementioned means for additional supply of turbulent air is located downstream of the critical front width of a detonation wave rotating or pulsating in the tangential direction.
  • the additional air enters the chamber through openings, an annular slot or a combination thereof located in the walls of the chamber and which are simultaneously turbulators of air and the inflowing product stream. That is, the means for additionally supplying turbulent air can be, for example, an annular gap, openings, or combinations thereof.
  • the holes, the annular gap or a combination thereof for additional air supply are directed at an angle to the oxidizer flow and are oriented in such a way that they are turbulators of the flow.
  • additional air to the inside of the combustion chamber and inside it cools its walls.
  • the annular channel of the combustion chamber is formed by the outer and inner walls, for example, cylindrical, conical and / or profiled, and / or a combination thereof.
  • a kind of annular channel of the combustion chamber can be an annular channel formed by one cylindrical and two flat radial or conical walls with the same or variable distance between them.
  • the supply of fuel and air is produced from the cylindrical surface to the periphery, and the combustion products flow out through the open gap between the flat walls, and in another embodiment of the method, the supply of fuel and air is produced from the cylindrical surface to the center.
  • the additional supply of turbulized air is made downstream of the critical width of the front of the detonation wave “g” through slots, holes and / or combinations thereof.
  • the technical result that can be obtained by using the invention is to expand the functionality and increase manufacturability and efficiency.
  • the device can operate both in a continuous spin detonation mode and in a mode with transverse colliding detonation waves.
  • FIG. 1 is a schematic diagram of the inventive device for detonation combustion of fuel mixtures (one embodiment).
  • the device includes an annular combustion chamber 1 with a diameter d c and a length L c formed by the outer and inner walls spaced apart from each other at a distance A c .
  • annular slit 2 of width ⁇ through which air is supplied from the supply system (manifold 3), and opposite it is an annular nozzle 4 for supplying fuel from the manifold 5.
  • the nozzle 4 is a series of holes uniformly spaced around the circumference of the outer wall chamber 1 and directed at an angle to the direction of air supply.
  • the inventive method is carried out (the device works) as follows.
  • the fuel and air continuously entering the chamber 1 are mixed, form a detonation-sensitive mixture, through which, using an electric discharge, burning a wire or other heat pulse, rotate detonation waves are triggered (initiated).
  • additional air is introduced into the chamber.
  • the process is supported as long as the fuel and air are supplied.
  • Variants of the method are possible in which the supply of additional turbulized air is distributed along the walls of the chamber — external and internal in the given order, due to heat fluxes into the chamber walls and the conditions for mixing additional turbulized air with combustion products.
  • the use of the proposed method and device will significantly expand the functionality, increase the efficiency of the method of detonation combustion of fuel, increase their manufacturability and efficiency, as well as reduce the size of the combustion chamber.
  • the invention may be applicable to combustion chambers for various purposes: aircraft engines and ground vehicles, stationary power plants, MHD generators, as well as chemical reactors and other devices. It is possible to use a fairly wide class of fuels: gaseous, liquid and solid fine, forming combustible mixtures when mixed with air. There is the possibility of using combustion chambers of various geometries that are most suitable for specific conditions of fuel combustion.
  • Vasiliev K A. The method of burning fuel in the combustion chamber.
  • Application RU

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Fluidized-Bed Combustion And Resonant Combustion (AREA)

Abstract

Изобретение относится к способам детонационного сжигания топливных смесей и устройствам для его осуществления и может быть использовано в двигателях летательных аппаратов и транспортных средств, в стационарных энергетических установках, в химической промышленности. В камеру сгорания дополнительно производят подачу предварительно турбулизованного воздуха ниже по течению от фронта детонационной волны до выхода продуктов из камеры. Устройство включает средство для дополнительной подачи воздуха, содержащего в свою очередь средства для турбулизации. Средство для дополнительной подачи этого турбулизованного воздуха расположено в стенке (стенках) детонационной камеры ниже той части камеры, где происходит полное детонационное сгорание топливной смеси, но до выхода из камеры. Изобретение позволит расширить функциональные возможности, повысить эффективность способа детонационного сжигания топлива, повысить технологичность и экономичность, а также уменьшить габариты камеры сгорания.

Description

СПОСОБ ДЕТОНАЦИОННОГО СЖИГАНИЯ ТОПЛИВНЫХ СМЕСЕЙ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ
Изобретение относится к энергетике и может быть использовано для сжигания различных видов топлив. Оно найдёт применение в двигателях летательных аппаратов и транспортных средств, в стационарных энергетических установках, в химической промышленности.
Известны различные способы детонационного сжигания топливных смесей и устройства для их осуществления, например: патент RU N° 2 459 150 (2009 г.) [1], патент RU М> 2285143 (2004 г.) [2], патент RU JVs 2330979 (2006 г.) [3], патент JYO US 2005/0284127 (2005 г.) [4], заявка RU Ν° 93001763 (1995 г.) [5], патент RU > 2294446 (2004 г.) [6], патент FR JY« 2004/001313 (2004 г.) [7], патент ЕР 2 525 070 (2012 г.) [8], патент RU JSfe 2435060 (2001 1 г.) [9], заявка RU Ж 93046334 (1993 г.) [10], патент RU JV° 2003923 (1993 г.) [1 1], патент ЕР Ж 2525062 (2012 г.) [12].
В настоящее время возможности сжигания топлива в режиме обычного турбулентного горения себя исчерпали и в ряде случаев переходят к другому режиму сжигания - детонационному. Известны два режима детонационного сжигания: в продольных пульсирующих и вращающихся (спиновых) детонационных волнах, суть которых отображена, например, в патентах [1 - 10]. Однако предложенные способы детонационного сжигания топлив и устройства обладают рядом недостатков. Одни из них предполагают принудительную струйную подачу окислителя [10], другие - наличие компрессора и скоростного напора воздуха в проточных вариантах камеры сгорания [1,2,4,8], а в пульсирующих детонационных двигателях - циклическое (периодическое) инициирование детонации смеси с использованием клапанной системы подачи смесевых компонентов [3,5,6,7,10]. Известно также предварительное образование детонационноспособной смеси перед камерой сгорания, что неприемлемо по требованиям взрывобезопасности, а также установка закручивающих поток горючей смеси лопастей для создания центробежных сил, создающих градиент давления в камере и всасывание смеси в камеру, но представляющих дополнительное гидродинамическое сопротивление [4].
Наиболее близким по технической сущности к заявляемому способу является способ, описанный в патенте RU N2 2003923 (1993 г.) [11], выбранный заявителем в качестве прототипа.
Известный способ включает раздельную подачу окислителя и топлива, при этом окислитель подают встречными, равноудалёнными струями, образуя однородный кольцевой слой горючей смеси, по достижении этим слоем толщины h инициируют детонацию в указанном слое, после чего непрерывно подают топливо и окислитель, поддерживая детонационноспособный слой горючей смеси в пропорции / > (6-15) h, где h— критический размер детонации горючей смеси; / - длина замкнутого кольцевого слоя.
Таким образом, известный способ включает раздельную подачу компонентов топливной смеси (горючего и окислителя) встречными равнораспределёнными струями, образующими однородный кольцевой поток горючей смеси, в котором инициируют самоподдерживающуюся непрерывную спиновую (вращающуюся) детонацию, продолжающуюся по мере поступления в камеру компонентов смеси.
Однако для известного способа характерны недостаточные функциональные возможности, а также недостаточная технологичность и экономичность.
Наиболее близким по технической сущности к заявляемому устройству, по мнению заявителя, является устройство, описанное в патенте ЕР N° 2525062 (2012 г.) [12], выбранное авторами в качестве прототипа.
Известное устройство содержит кольцевую цилиндрическую камеру детонационного сгорания, кольцевой канал для подачи воздуха в камеру сгорания и во вторичный контур, форсунки для подачи горючего, воздухозаборник, воздушный компрессор, силовую турбину и выходное сопло. В процессе работы воздух подаётся в воздухозаборник, сжимается компрессорами в первичном и вторичном контурах. При поступлении в камеру сгорания он смешивается с горючим, поступающим через форсунки, и сжигается во вращающейся детонационной волне. Воздух вторичного контура способствует охлаждению стенки камеры сгорания и на выходе из неё смешивается с продуктами детонационного горения.
Однако у известного устройства недостаточные функциональные возможности, а также недостаточная технологичность и экономичность. В известном устройстве подмешивание воздуха в продукты на выходе из камеры не влияет на процессы в камере сгорания, в частности, на повышение в ней давления, которое определяет её габариты. Кроме того не обеспечивается полное перемешивание воздуха и продуктов сгорания.
Таким образом, недостатками известных способа и устройства являются недостаточные функциональные возможности, а также недостаточная технологичность и экономичность.
Задачей, на решение которой направлены заявляемые изобретения, является расширение функциональных возможностей способа детонационного сжигания топливных смесей и устройства для его осуществления, а также повышение их технологичности и экономичности.
Для решения поставленной задачи сущность заявляемого способа состоит в том, что, в отличие от известного способа детонационного сжигания топливных смесей, включающего принудительную подачу воздуха (окислителя) и топлива в камеру сгорания, дополнительно производят подачу воздуха внутри камеры сгорания ниже по течению от фронта детонационной волны до выхода продуктов из камеры.
Добавочный воздух подают в камеру сгорания равномерно по окружности под углом к потоку окислителя (воздуха) в направлении выхода из камеры или распределяют равномерно по окружности в определённом порядке по стенкам камеры сгорания. При этом осуществляют дополнительную турбулизацию воздуха и смешение его с продуктами, образующимися в результате детонационного горения непосредственно в начале камеры сгорания, а также поднимают давление потока в камере.
Таким образом, сущность заявляемого способа состоит в том, что, в отличие от известного способа детонационного сжигания топливных смесей, включающего раздельную подачу топлива и воздуха в камеру сгорания и инициирование детонационного горения образующейся смеси, согласно изобретению, дополнительно производят подачу предварительно турбулизованного воздуха ниже по потоку от критической ширины « г» (то, что в прототипе обозначено как « г») фронта детонационной волны в камеру сгорания, равномерно по окружности или по всей поверхности стенок в определённом порядке (обусловленном в каждом конкретном случае тепловыми потоками в стенки камеры и условиями перемешивании дополнительного турбулизованного воздуха с продуктами сгорания), под углом к потоку продуктов сгорания. Добавочный воздух подают вдоль потока через ряд отверстий или кольцевые щели в направлении выхода из камеры.
Также для решения поставленной задачи заявляемый способ осуществляют в устройстве для детонационного сжигания топливных смесей, которое, в отличие от известного устройства, содержащего кольцевую камеру сгорания, системы смешения горючего (топлива) с окислителем (воздухом), размещённую в начале камеры сгорания, и подачи их смеси в камеру сгорания, включающую равномерно расположенные отверстия (форсунки) для топлива и окислителя (воздуха), выходное отверстие для продуктов горения, источник зажигания, согласно изобретению, включает средство для дополнительной подачи воздуха (окислителя), содержащего в свою очередь средства для турбулизации последнего; при этом средство для дополнительной подачи этого турбулизованного воздуха расположено в стенке (стенках) детонационной камеры ниже той части упомянутой камеры, где происходит полное детонационное сгорание топливной смеси, но до выхода из камеры. То есть вышеупомянутое средство для дополнительной подачи турбулизованного воздуха расположено ниже по потоку от критической ширины фронта вращающейся или пульсирующей в тангенциальном направлении детонационной волны.
Добавочный воздух поступает в камеру через отверстия, кольцевую щель или их комбинацию, расположенные в стенках камеры и которые являются одновременно турбулизаторами воздуха и натекающего потока продуктов. То есть средством для дополнительной подачи турбулизованного воздуха могут быть, например, кольцевая щель, отверстия или их комбинации.
При этом отверстия, кольцевая щель или их комбинация для дополнительной подачи воздуха направлены под углом к потоку окислителя и ориентированы таким образом, что являются турбулизаторами потока. Одновременно добавочный воздух до входа в камеру сгорания и внутри неё охлаждает её стенки.
Кольцевой канал камеры сгорания образован наружными и внутренними стенками, например, цилиндрическими, коническими и/или профилированными, и/или их комбинацией.
При этом, разновидностью кольцевого канала камеры сгорания может быть кольцевой канал, сформированный одной цилиндрической и двумя плоскими радиальными или коническими стенками с одинаковым или переменным расстоянием между ними. При этом в одном варианте реализации способа подачу топлива и воздуха производят от цилиндрической поверхности к периферии, а продукты горения вытекают через открытый зазор между плоскими стенками, а в другом варианте реализации способа подачу топлива и воздуха производят от цилиндрической поверхности к центру. При этом для истечения продуктов горения имеется осесимметричное отверстие в одной или обеих плоских стенках камеры. Добавочная подача турбулизованного воздуха производится ниже по потоку от критической ширины фронта детонационной волны « г» через щели, отверстия и/или их комбинации. Именно заявляемые конструктивные отличия, признаки устройства для детонационного сжигания топливных смесей, позволяют реализовать заявляемый способ, тем самым, обеспечивая достижение поставленной задачи, что позволяет сделать вывод о том, что заявляемые изобретения связаны между собой единым изобретательским замыслом.
Технический результат, который может быть получен при использовании изобретения, заключается в расширении функциональных возможностей и повышение технологичности и экономичности.
Становится возможным осуществление детонационного сжигания топливных смесей при повышенном давлении в камере сгорания и одновременным охлаждением её стенок. Кроме того, с повышением давления возрастает количество поперечных детонационных волн и уменьшается размер детонационного фронта « z». Это способствует уменьшению длины камеры и её минимального диаметра. При этом устройство может работать как в непрерывном спиновом детонационном режиме, так и в режиме с поперечными сталкивающимися детонационными волнами.
Кроме того, повышается экономичность камеры сгорания и надёжность её работы.
Изобретение поясняется чертежом.
На фиг. 1 приведена принципиальная схема заявляемого устройства для детонационного сжигания топливных смесей (один из вариантов выполнения).
Устройство включает в себя кольцевую камеру сгорания 1 диаметром dc и длиной Lc, образованную наружной и внутренней стенками, отстоящими друг от друга на расстоянии Ас. На переднем торце камеры имеется кольцевая щель 2 шириной δ, через которую поступает воздух из системы подачи (коллектора 3), а напротив неё - кольцевая форсунка 4 для подачи топлива из коллектора 5. Форсунка 4 представляет собой ряд отверстий, равномерно расположенных по окружности наружной стенки камеры 1 и направленных под углом к направлению подачи воздуха. Для добавочной подачи турбулизованного воздуха в камеру сгорания 1 на расстоянии LA2 ОТ переднего торца камеры (от начала камеры) расположено средство 6 для добавочной подачи этого воздуха в виде кольцевой щели или форсунки,_или распределённых в определённом порядке отверстий по внутренней и внешней стенкам камеры.
Заявляемый способ осуществляется (устройство работает) следующим образом. Непрерывно поступающие в камеру 1 топливо и воздух смешивают, образуют детонационноспособную смесь, по которой с помощью электрического разряда, пережигания проволочки или другого теплового импульса, запускают (инициируют) вращающиеся детонационные волны. Одновременно или с некоторым запаздыванием в камеру подают добавочный воздух. Процесс поддерживают до тех пор, пока производят подачу топлива и воздуха. Возможны варианты реализации способа, при которых подача добавочного турбулизированного воздуха распределена по стенкам камеры - наружной и внутренней в заданном порядке, обусловленном тепловыми потоками в стенки камеры и условиями перемешивании дополнительного турбулизованного воздуха с продуктами сгорания.
Применение заявляемых способа и устройства позволит значительно расширить функциональные возможности, повысить эффективность способа детонационного сжигания топлива, повысить их технологичность и экономичность, а также уменьшить габариты камеры сгорания.
Изобретение может быть применимо для камер сгорания различного назначения: двигателей летательных аппаратов и наземного транспорта, стационарных энергетических установок, МГД-генераторов, а также химических реакторов и других устройств. Возможно применение достаточно широкого класса топлив: газообразных, жидких и твёрдых мелкодисперсных, образующих горючие смеси при смешивании с воздухом. Появляется возможность использования камер сгорания различной геометрии, наиболее подходящей к конкретным условиям сжигания топлива. Список литературы
1. Быковский Ф.А., Ждан С.А., Ведерников Е.Ф., Способ детонационного сжигания горючих смесей и устройство для его осуществления. Патент RU N° 2 459 150 (2009 г.).
2. Иванов М.С., Кудрявцев A.M., Троцюк А.В, Фомин В.М. Способ организации детонационного режима горения в камере сгорания сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Патент RU Jfe 2285143 (2004 г.).
3. Ульяницкий В.Ю., Штерцер А. А., Злобин СБ, Кирякин А. Л. Способ получения тяги. Патент RU N° 2330979 (2006 г.)
4. Akihiro Tobita (TP), Toshitaka Fujiwara (ГР), Piotr Wolanski, Warshaw (PL). Detonation engine and flying object provided therewith. United States, Patent JYO US 2005/0284127 Al , 2005 r.
5. Васильев К. А. Способ сжигания топлива в камере сгорания. Заявка RU
Figure imgf000010_0001
6. Daniau Е. Двигатель с пульсирующей детонацией. Патент RU N« 2294446 (2004 г.).
7. Daniau Е., патент FR jNb 2004/001313 (2004 г.).
8. FALEMPIN FRANCOIS; LE NAOUR BRUNO. Ramjet engine with detonation chamber and aircraft comprising such a ramjet engine. Patent EP JYO 2525070 (2012 r.)
9. Фалемпен Ф., Даню E., Бобо E., Минар Ж.-П. Двигатель с импульсной детонацией, работающий на воздушно-топливной смеси. Патент RU N° 2435060 (201 1 г.).
10. Антоненко В.Ф., Масс A.M., Минин С.Н., Пушкин P.M., Словецкий Д.И., Смирнов В. И., Тарасов А.И. Способ получения тяги и устройство для получения тяги. Заявка RU N° 93046334 (1993 г.).
1 1. Быковский Ф.А., Войцеховский Б.В., Митрофанов В.В. Способ сжигания топлива. Патент RU N° 2003923 (1993 г.). 12. FALEMPIN FRANCOIS; LE NAOUR BRUNO. Turbomachine with detonation chamber and aircraft provided with such a turbomachine, Patent
Figure imgf000011_0001

Claims

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ
1. Способ детонационного сжигания топливных смесей, включающий раздельную подачу топлива и воздуха в камеру сгорания и инициирование детонационного горения образующейся смеси, отличающийся тем, что дополнительно в камеру сгорания производят подачу предварительно турбулизованного воздуха и смешивают его с продуктами детонации ниже по потоку от критической ширины фронта детонационной волны до выхода продуктов из камеры по поверхности стенок в определённом порядке, обусловленном тепловыми потоками в стенки камеры и условиями перемешивания дополнительного турбулизованного воздуха с продуктами сгорания, под углом к потоку продуктов сгорания, при этом подачу упомянутого турбулизованного воздуха осуществляют вдоль потока, например, через ряд отверстий или кольцевые щели в направлении выхода из камеры.
2. Устройство для детонационного сжигания топливных смесей по п. 1, содержащее кольцевую камеру сгорания, систему смешения топлива с воздухом, размещённую в начале камеры сгорания, систему подачи топлива, отличающееся тем, что оно включает средство для дополнительной подачи воздуха, содержащего в свою очередь средства для турбулизации последнего; при этом средство для дополнительной подачи этого турбулизованного воздуха расположено в стенке (стенках) детонационной камеры ниже той части упомянутой камеры, где происходит полное детонационное сгорание топливной смеси, но до выхода из камеры, то есть вышеупомянутое средство для дополнительной подачи турбулизованного воздуха расположено ниже по потоку от критической ширины фронта вращающейся или пульсирующей в тангенциальном направлении детонационной волны, при этом средство для подачи турбулизованного воздуха представляет собой, например, отверстия, кольцевые щели или их комбинацию, при этом отверстия для подачи воздуха расположены по окружности или по всей поверхности стенок в определённом порядке, обусловленном тепловыми потоками в стенки камеры и условиями перемешивании дополнительного турбулизованного воздуха с продуктами сгорания, под углом к потоку продуктов сгорания.
3. Устройство по п. 2, отличающееся тем, что кольцевой канал камеры сгорания образован, например, цилиндрическими, коническими и/или профилированными наружными и внутренними стенками.
4. Устройство по п. 3, отличающееся тем, что кольцевой канал камеры сгорания сформирован одной цилиндрической и двумя плоскими радиальными или коническими стенками с одинаковым или переменным расстоянием между ними.
PCT/RU2014/000592 2014-08-01 2014-08-07 Способ детонационного сжигания топливных смесей и устройство для его осуществления WO2016018171A1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP14898679.7A EP3176507A4 (en) 2014-08-01 2014-08-07 Method for the detonation combustion of fuel mixtures and apparatus for carrying out same

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2014131936 2014-08-01
RU2014131936A RU2595005C9 (ru) 2014-08-01 2014-08-01 Способ сжигания топлива и детонационное устройство для его осуществления

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2016018171A1 true WO2016018171A1 (ru) 2016-02-04

Family

ID=55217917

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/RU2014/000592 WO2016018171A1 (ru) 2014-08-01 2014-08-07 Способ детонационного сжигания топливных смесей и устройство для его осуществления

Country Status (3)

Country Link
EP (1) EP3176507A4 (ru)
RU (1) RU2595005C9 (ru)
WO (1) WO2016018171A1 (ru)

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2689056C1 (ru) * 2018-09-04 2019-05-23 Общество с ограниченной ответственностью "Новые физические принципы" Способ и устройство для газодинамического разгона массивных тел до высокой скорости
RU2737322C2 (ru) * 2019-04-26 2020-11-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" Способ функционирования детонационного двигателя и устройство для его реализации
PL439871A1 (pl) * 2021-12-16 2023-06-19 Sieć Badawcza Łukasiewicz-Instytut Lotnictwa Sposób oraz instalacja do podnoszenia temperatury dowolnego ze składników materiału pędnego silnika rakietowego do wyższej temperatury

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2138738C1 (ru) * 1997-04-10 1999-09-27 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Камера сгорания газовой турбины
RU2459150C2 (ru) * 2009-09-25 2012-08-20 Институт гидродинамики им. М.А. Лаврентьева Сибирского отделения Российской академии наук (ИГиЛ СО РАН) Способ детонационного сжигания горючих смесей и устройство для его осуществления
EP2525062A1 (fr) * 2011-05-16 2012-11-21 MBDA France Turbomachine à chambre de détonation et engin volant pourvu d'une telle turbomachine

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB176838A (en) * 1920-11-05 1922-03-06 David Mccrorie Shannon An improved method of & apparatus for generating power by combustion
FR1076384A (fr) * 1952-04-12 1954-10-26 Procédé et dispositif pour la production d'énergie thermique et mécanique par combustion répétée intermittente de mélanges combustibles au moyen d'ondes de choc,plus particulièrement pour moteurs à réaction
JP3692127B2 (ja) * 2003-05-29 2005-09-07 哲人 田村 爆轟波発生装置
US7055308B2 (en) * 2003-05-30 2006-06-06 General Electric Company Detonation damper for pulse detonation engines
RU2269022C2 (ru) * 2004-03-11 2006-01-27 Институт прикладной механики Российской Академии Наук (ИПРИМ РАН) Прямоточный воздушно-реактивный двигатель для летательного аппарата
JP4256820B2 (ja) * 2004-06-29 2009-04-22 三菱重工業株式会社 デトネーションエンジンおよびこれを備えた飛行体
US20060260291A1 (en) * 2005-05-20 2006-11-23 General Electric Company Pulse detonation assembly with cooling enhancements
RU2333423C2 (ru) * 2006-08-04 2008-09-10 ИНСТИТУТ ГИДРОДИНАМИКИ им. М.А. Лаврентьева СО РАН (ИГиЛ СО РАН) Способ инициирования детонации в горючих смесях и устройство для его осуществления
RU2468292C2 (ru) * 2010-01-11 2012-11-27 Институт гидродинамики им. М.А. Лаврентьева Сибирского отделения Российской академии наук (ИГиЛ СО РАН) Способ сжигания твердого топлива и устройство для его осуществления

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2138738C1 (ru) * 1997-04-10 1999-09-27 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Камера сгорания газовой турбины
RU2459150C2 (ru) * 2009-09-25 2012-08-20 Институт гидродинамики им. М.А. Лаврентьева Сибирского отделения Российской академии наук (ИГиЛ СО РАН) Способ детонационного сжигания горючих смесей и устройство для его осуществления
EP2525062A1 (fr) * 2011-05-16 2012-11-21 MBDA France Turbomachine à chambre de détonation et engin volant pourvu d'une telle turbomachine

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
See also references of EP3176507A4 *

Also Published As

Publication number Publication date
RU2595005C9 (ru) 2017-03-02
EP3176507A4 (en) 2018-04-11
EP3176507A1 (en) 2017-06-07
RU2595005C2 (ru) 2016-08-20
RU2014131936A (ru) 2016-02-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US10060618B2 (en) Pressure-gain combustion apparatus and method
US8650856B2 (en) Fluidic deflagration-to-detonation initiation obstacles
US7739867B2 (en) Compact, low pressure-drop shock-driven combustor
US8082725B2 (en) Electro-dynamic swirler, combustion apparatus and methods using the same
US7100360B2 (en) Pulsed combustion engine
US7669405B2 (en) Shaped walls for enhancement of deflagration-to-detonation transition
US8539752B2 (en) Integrated deflagration-to-detonation obstacles and cooling fluid flow
US8881500B2 (en) Duplex tab obstacles for enhancement of deflagration-to-detonation transition
WO2016060581A1 (ru) Устройство и способ организации рабочего процесса реактивного двигателя
US7836682B2 (en) Methods and apparatus for operating a pulse detonation engine
RU2459150C2 (ru) Способ детонационного сжигания горючих смесей и устройство для его осуществления
WO2016018171A1 (ru) Способ детонационного сжигания топливных смесей и устройство для его осуществления
US20190017437A1 (en) Continuous detonation gas turbine engine
RU2595004C2 (ru) Способ детонационного сжигания топливных смесей и устройство для его осуществления
US7131260B2 (en) Multiple detonation initiator for frequency multiplied pulsed detonation combustion
JP2013117370A (ja) パルスデトネーション燃焼器のための可変開始位置特定システム
US7634904B2 (en) Methods and apparatus to facilitate generating power from a turbine engine
JP2005527772A (ja) タービンエンジン装置および方法
US2860483A (en) Apparatus for burning fluid fuel in a high velocity air stream with addition of lower velocity air during said burning
US20220252004A1 (en) Radial pre-detonator
US2806356A (en) Combustion initiator
RU2585160C1 (ru) Прямоточный воздушно-реактивный двигатель эдуарда соловьева
Bykovskii et al. Detonation combustion of a hydrogen-oxygen gas mixture in a plane-radial chamber with exhaustion toward the periphery
RU2479740C1 (ru) Камера жидкостного ракетного двигателя
RU192351U1 (ru) Горелка

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 14898679

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

REEP Request for entry into the european phase

Ref document number: 2014898679

Country of ref document: EP

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2014898679

Country of ref document: EP