WO2020076187A1 - Газодинамический лазер, интегрированный в газотурбинный двигатель - Google Patents
Газодинамический лазер, интегрированный в газотурбинный двигатель Download PDFInfo
- Publication number
- WO2020076187A1 WO2020076187A1 PCT/RU2019/000704 RU2019000704W WO2020076187A1 WO 2020076187 A1 WO2020076187 A1 WO 2020076187A1 RU 2019000704 W RU2019000704 W RU 2019000704W WO 2020076187 A1 WO2020076187 A1 WO 2020076187A1
- Authority
- WO
- WIPO (PCT)
- Prior art keywords
- gas
- laser
- turbine engine
- dynamic laser
- dynamic
- Prior art date
Links
- 230000005855 radiation Effects 0.000 claims abstract description 29
- 238000000034 method Methods 0.000 claims abstract description 23
- 239000007789 gas Substances 0.000 claims description 81
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims description 48
- 230000003287 optical effect Effects 0.000 claims description 32
- IJGRMHOSHXDMSA-UHFFFAOYSA-N Atomic nitrogen Chemical compound N#N IJGRMHOSHXDMSA-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 29
- CURLTUGMZLYLDI-UHFFFAOYSA-N Carbon dioxide Chemical compound O=C=O CURLTUGMZLYLDI-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 24
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims description 17
- 229910002092 carbon dioxide Inorganic materials 0.000 claims description 12
- 238000013461 design Methods 0.000 claims description 12
- 230000000694 effects Effects 0.000 claims description 10
- 239000000203 mixture Substances 0.000 claims description 10
- 239000001569 carbon dioxide Substances 0.000 claims description 9
- 229910052757 nitrogen Inorganic materials 0.000 claims description 9
- 230000001427 coherent effect Effects 0.000 claims description 6
- 239000007800 oxidant agent Substances 0.000 claims description 6
- 238000004891 communication Methods 0.000 claims description 4
- 239000012530 fluid Substances 0.000 claims description 4
- 239000004215 Carbon black (E152) Substances 0.000 claims description 3
- 229930195733 hydrocarbon Natural products 0.000 claims description 3
- 150000002430 hydrocarbons Chemical class 0.000 claims description 3
- 230000004913 activation Effects 0.000 claims description 2
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 claims description 2
- 238000007493 shaping process Methods 0.000 claims 1
- 230000008569 process Effects 0.000 abstract description 7
- 239000002184 metal Substances 0.000 abstract description 3
- 230000005284 excitation Effects 0.000 description 8
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 6
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 6
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 5
- 230000008859 change Effects 0.000 description 5
- 238000007710 freezing Methods 0.000 description 5
- 230000008014 freezing Effects 0.000 description 5
- 238000012546 transfer Methods 0.000 description 4
- 238000004458 analytical method Methods 0.000 description 3
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 3
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 3
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 description 3
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 description 2
- 239000002131 composite material Substances 0.000 description 2
- 238000011161 development Methods 0.000 description 2
- 239000012634 fragment Substances 0.000 description 2
- 239000003350 kerosene Substances 0.000 description 2
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 2
- 238000005086 pumping Methods 0.000 description 2
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 2
- 230000005680 Thomson effect Effects 0.000 description 1
- 238000010521 absorption reaction Methods 0.000 description 1
- 239000000567 combustion gas Substances 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 229910001873 dinitrogen Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 239000013307 optical fiber Substances 0.000 description 1
- 230000009257 reactivity Effects 0.000 description 1
- 238000002165 resonance energy transfer Methods 0.000 description 1
- 239000004071 soot Substances 0.000 description 1
- 230000002269 spontaneous effect Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- 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
- F02C6/00—Plural gas-turbine plants; Combinations of gas-turbine plants with other apparatus; Adaptations of gas-turbine plants for special use
-
- 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
- F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
-
- H—ELECTRICITY
- H01—ELECTRIC ELEMENTS
- H01S—DEVICES USING THE PROCESS OF LIGHT AMPLIFICATION BY STIMULATED EMISSION OF RADIATION [LASER] TO AMPLIFY OR GENERATE LIGHT; DEVICES USING STIMULATED EMISSION OF ELECTROMAGNETIC RADIATION IN WAVE RANGES OTHER THAN OPTICAL
- H01S3/00—Lasers, i.e. devices using stimulated emission of electromagnetic radiation in the infrared, visible or ultraviolet wave range
- H01S3/09—Processes or apparatus for excitation, e.g. pumping
- H01S3/095—Processes or apparatus for excitation, e.g. pumping using chemical or thermal pumping
- H01S3/0951—Processes or apparatus for excitation, e.g. pumping using chemical or thermal pumping by increasing the pressure in the laser gas medium
- H01S3/0953—Gas dynamic lasers, i.e. with expansion of the laser gas medium to supersonic flow speeds
Definitions
- the invention relates to quantum electronics, and specifically to methods for generating radiation in flow-through gas-dynamic lasers and can be used to create technological laser systems integrated into the design of a gas turbine engine.
- the closest in technical essence and the achieved result is: a method for generating radiation from a gasdynamic laser integrated into a single gas turbine engine design, including supplying air and fuel to the combustion chamber of the engine, organizing a supersonic gas flow in critical sections, creating a population inversion in this flow, and using it to the formation of coherent radiation, the formation of the structure of the laser beam.
- the closest device for implementing the method is a well-known gas turbine engine with a gas-dynamic laser integrated into a single structure, comprising a low-pressure stage compressor, a high-pressure stage compressor, a combustion chamber, a high-pressure turbine, a low-pressure turbine, a system in the form of a series of supersonic Laval nozzles, an optical resonator and jet nozzle.
- a disadvantage of the known method for generating radiation from a gas-dynamic laser is the significant size of the critical sections, which does not allow to obtain the necessary level of inversion the population of hydrocarbon fuel combustion products according to the requirements for the development of gas-dynamic lasers.
- the minimum cross section of the blades is in the area of the input edge.
- the flow exit from the impeller is substantially supersonic.
- jet turbines 35 operate at a differential pressure, at the inlet and outlet of the turbine blades, and not at a difference in flow rates, like active turbines.
- a jet turbine has 40 output flow rates different from the axial velocity direction.
- the turbine blades have a high linear portable flow velocity before entering the resonator zone, which obviously introduces a significant non-uniformity in the gas flow in the rotating supersonic nozzle with separated flows before entering the laser resonator 45, which is completely inconsistent with the requirements for the efficiency of gas-dynamic lasers.
- An object of the invention is to provide a method for producing radiation from a gasdynamic laser generated by gas energy flows arising from the operation of a gas turbine 50 engine.
- Another objective is the development of an engine in which an aircraft gas-dynamic laser is structurally integrated into a single design of the circuits of a gas turbine engine.
- the expected technical result is an increase in the specific radiation power and efficiency of a gas-dynamic laser.
- Another technical result is to simplify the design and reduce the metal consumption of the engine, expand the functionality of the gas turbine engine and the versatility of the aircraft gas-dynamic laser, which in the form of a modular insert can be used both in existing and newly created engines.
- the expected technical result is achieved by the fact that the known method of generating a gas-dynamic laser radiation integrated into a single gas turbine engine design, including supplying air and fuel to the combustion chamber of the engine, organizing a supersonic gas flow in critical sections, creating a population inversion in this flow, and using it to form a coherent radiation, the formation of the structure of the laser beam, on offer, air and fuel are fed into an additional annular sectional chamber combustion gas, forming supersonic gas flows in critical sections located around the engine combustion chamber, and to create a population inversion in supersonic gas flows in critical sections, ballast gases are additionally supplied, the temperature and pressure of which are regulated in the range necessary to achieve the Joule-Thomson effect, while ballast gases are set depending on the operating mode of the gas turbine engine.
- the method provides that at least three critical sections provide the phase composition of the gas stream as a near-critical fluid, as used ballasting gas carbon dioxide (C0 2) and nitrogen (N 2), and the output power of aircraft gas dynamic laser that uses ballasting carbon dioxide (C0 2) and nitrogen (N 2), is determined depending on a physical model constructed on the Joule effect - Thomson to improve the efficiency of the laser active medium PA5 formula:
- a known gas-turbine engine with a gas-dynamic laser integrated into a single structure comprising a low-pressure cascade compressor, a high-pressure cascade compressor, a combustion chamber, a high-pressure turbine, a low-pressure turbine, a system in the form of a series of supersonic Laval nozzles, an optical resonator and a jet nozzle, on offer, equipped with a linear output laser optical resonator located around the combustion chamber of the engine, an additional annular sectional combustion chamber, forming critical sections of the Laval nozzles, at least two annular to by means of amers connected to ballast gas supply sources, a ring receiver with an exhaust gas outlet pipe, the optical resonator is made in the form of a ring-type cavity resonator and connected to the ring receiver with an exhaust pipe, and the chambers are sequentially located along the gas flow between the ring sectional chamber and the volumetric
- An additional annular sectional combustion chamber is equipped with a plasma ignition system, and a ring-type volumetric optical resonator is made in the form of a closed cavity in which radiation propagates along a closed path in one direction.
- the ring type optical resonator is made in the form of a body of revolution and can be
- the ring-shaped volumetric optical resonator can be made in the form of a closed cavity bounded by the outer and inner walls in the form of polyhedrons.
- Figure 1 is a diagram of an aircraft gas turbine engine with a gas-dynamic laser integrated into a single structure
- Figure 2 is a diagram of the creation of an inversion of a Co 2 molecule at transitions (001) (100) and (001) (020) in types of Co 2 lasers;
- Fig.Z change indicator inversion state of the system from the excitation rate and time scale artificial "freezing" generators ballasting C0 2 gas;
- FIG. 4 change in the relative number m N of vibrational quanta per nitrogen molecule in a critical section from the coefficient of excess oxidizer
- FIG. 5 is a fragment of inserts in the form of throttle vanes, forming critical sections of nozzles conjugated with sources of ballast gases.
- a gas turbine engine with a gas-dynamic laser integrated in a single design contains an input device 1, a low pressure compressor (LPC) 2, a high pressure compressor (HPC) 3, a main combustion chamber 4, an additional combustion chamber 5, a toroidal or barrel-shaped optical resonator (optical fiber - amplifier) 6, the output linear optical resonator for the formation of the laser beam 7, a high pressure turbine 8, a straightening vanes 9, a low pressure turbine 10, a nozzle of a gas turbine engine 11, an exhaust pipe o laser gas 12, exhaust toroidal receiver 13, annular ballast chambers 14 and 15 connected to ballast gas supply sources and a system of annular supersonic nozzles made of inserts in the form of throttle blade guides forming critical sections (not shown in Fig.), plasma candle ignition 16 and start / shutoff controlled valve 17.
- LPC low pressure compressor
- HPC high pressure compressor
- thermal pumping The specificity of thermal pumping is manifested in the fact that in this case, the vibrational levels of N 2 and Co 2 molecules in a laser are populated by thermal, rather than electronic, excitation. In this case, it is fundamentally important to distinguish between relaxation times of the upper and lower levels.
- the relaxation of the level of excitation of the N 2 molecule and the (001) level of the Co 2 molecule is due to the gas-kinetic mechanism of energy transfer (resonant energy transfer from nitrogen to carbon dioxide is not considered here), while the relaxation of the (100) and (020) levels of the Co 2 molecule occurs due to the resonant mechanism. Since the rate of resonance energy transfer is much higher than gas-kinetic, the upper working level molecule C0 2 should relax more slowly than the lower operating levels.
- the relaxation does not occur at all vibrational levels, namely those for which the relaxation time is less t.
- working volume i.e., under conditions of a sufficiently rarefied gas (the pressure at the nozzle exit is not higher than OD - 1.0 atm.), relaxation generally does not occur at these levels.
- FIG. 3 shows that the longer the time "freezing" ballast generators of products of combustion of aviation fuel in an additional combustion chamber (Fig.1 5) of the laser - , the more populated metastable level E 2 electrons N 2 and the higher the expected value of quantum efficiency
- the energy of coherent radiation is derived mainly from the vibrational "energy of nitrogen molecules". Ballasting with heated nitrogen N 2 gas-dynamic laser leads to an increase in its percentage in the combustion products of aviation fuel.
- the energy stored in the vibrational degrees of freedom of the molecules in the additional chamber (5) is consumed during the transition of the gas mixture into the working volume of the internal circuit through the nozzle.
- the part of the energy of the gas mixture that was stored in the symmetric deformation vibrations of the ⁇ 0 2 molecules is converted into the energy of the translational motion of the stream leaving the nozzle system (14, 15).
- the energy stored in asymmetric vibrations of CO 2 molecules and in vibrations of molecules, N 2 is converted, minus losses in the cavity, into the energy of coherent optical radiation.
- FIG. 4 The change in the relative number m N of vibrational quanta per nitrogen molecule in the critical section of the additional annular combustion chamber (5) of the integrated gas-dynamic laser is shown, depending on the coefficient of excess oxidizer at various pressures: (graphs from top to bottom) 0.1 MPa; 0.09 MPa and 0.08 MPa, respectively.
- the shaded sector marks the limit of m Ni values obtained for stationary gas-dynamic lasers of known designs.
- a command is issued to start the laser.
- the combustion products of the chamber 5 enter the nozzle blade lattice of critical sections 14, 15 combined with ballast gas-dynamic generators built on the Joule-Thomson effect for heating or cooling ballast gases: nitrogen N 2 and carbon dioxide CO2 2 .
- the efficiency of the active medium is estimated by the quantum efficiency of the laser, which is controlled by a combination of ballast gas supply and determines the efficiency of the process of inverting the population of laser energy levels (AC).
- a composite optical a resonator of increased volume 7 and 6 is amplified and a phased laser beam is formed, which is focused by a control output optical system and transmitted to consumers.
- the laser combustion products enter the exhaust receiver 13, where the exhaust gas flow is formed in the exhaust extension pipe 12, which is ejected outside the gas turbine engine through the adjustable exhaust section of the nozzle (not shown in the figure) depending on the flight altitude of the aircraft and the engine operating mode.
- a command is formed to stop the supply of fuel - kerosene to the additional combustion chamber 5 and turn off the aircraft gas-dynamic CO2 2 laser through the air cut-off by turning on the shut-off valve 17 with some time delay, which provides cooling of the chamber 5 before restarting the laser.
- self-propelled guns shut off pressure accumulators.
- the table shows the test results of aircraft gas dynamic C0 2 laser mounted on an aircraft.
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Electromagnetism (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Plasma & Fusion (AREA)
- Optics & Photonics (AREA)
- Lasers (AREA)
- Laser Beam Processing (AREA)
Abstract
Изобретение относится к квантовой электронике, а конкретно к способам генерации излучения в проточных газодинамических лазерах и может быть использовано при создании технологических лазерных систем интегрированных в конструкцию газотурбинного двигателя. Предложенный способ генерации излучения газодинамического лазера интегрированного в единую конструкцию газотурбинного двигателя, позволяет повысить удельную мощность излучения газодинамического лазера до 240 кВт и общий КПД до 30%. Предложенный газотурбинный двигатель позволяет упростить конструкцию лазера, повысить надежность и снизить металлоемкость двигателя, повысить коэффициент массовой эффективности до (0,4...0,6) кг/кВт, и расширить функциональных возможностей газотурбинного двигателя и повысить универсальность авиационного газодинамического лазера, который в виде модульной вставки может быть использован, как в уже эксплуатируемых, так и вновь создаваемых двигателях.
Description
ГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ ЛАЗЕР, ИНТЕГРИРОВАННЫЙ В ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
Изобретение относится к квантовой электронике, а конкретно к способам генерации излучения в проточных газодинамических лазерах и может быть использовано при создании технологических лазерных систем интегрированных в конструкцию газотурбинного двигателя.
Наиболее близким по технической сущности и достигаемому результату является: способ генерации излучения газодинамического лазера интегрированного в единую конструкцию газотурбинного двигателя, включающий подачу воздуха и горючего в камеру сгорания двигателя, организацию сверхзвукового потока газа в критических сечениях, создание в этом потоке инверсии населенности, её использование для образования когерентного излучения, формирование структуры лазерного луча.
Наиболее близким устройством для реализации способа является известный газотурбинный двигатель с интегрированным в единую конструкцию газодинамическим лазером, содержащий компрессор каскада низкого давления, компрессор каскада высокого давления, камеру сгорания, турбину высокого давления, турбину низкого давления, систему в виде последовательности сверхзвуковых сопел Лаваля, оптический резонатор и реактивное сопло.
/ RU 2516985 МПК HOIS 3/0953 ; F02K 3/12; F02C 6/00. Опубликовано: 27.05.2014/
Недостатком известного способа генерации излучения газодинамического лазера, являются значительные размеры критических сечений, что не позволяет получить необходимый уровень инверсии
населенности продуктов сгорания углеводородного топлива согласно требованиям к разработке газодинамических лазеров. зо В известном газотурбинном двигателе турбины конструктивно спроектированы на реактивность порядка - = (0.9 - 1.0) и выполнены в виде последовательностей сопел Лаваля. Минимальное сечение рабочих лопаток находится в районе входной кромки. Выход потока из рабочего колеса существенно сверхзвуковой. Вместе с тем реактивные турбины 35 работают на перепаде давления, на входе и выходе из лопаток турбины, а не на перепаде скоростей потока, как активные турбины. Таким образом, создание на выходе реактивной турбины сверхзвукового потока противоречит физическим процессам энергетического обмена (эффективности) на реактивных лопатках. Реактивная турбина имеет 40 выходную скорость потока отличную от направления осевой скорости.
При этом лопатки турбины имеет высокую линейную переносную скорость потока перед входом в зону резонатора, что очевидно вносит существенную неравномерность в поток газа во вращающемся сверхзвуковом сопле с отрывными течениями перед входом в резонатор 45 лазера, что совершенно не согласуется с требованиями к эффективности газодинамических лазеров.
Технической задачей изобретения является создание способа получения излучения газодинамического лазера, генерируемого за счет энергетических потоков газа, возникающих при работе газотурбинного 50 двигателя.
Другой задачей является разработка двигателя, в котором авиационный газодинамический лазер конструктивно интегрирован в единую конструкцию контуров газотурбинного двигателя.
Ожидаемый технический результат повышение удельной мощности излучения и КПД газодинамического лазера.
Другим техническим результатом является упрощение конструкции и снижение металлоемкости двигателя, расширение функциональных возможностей газотурбинного двигателя и универсальность авиационного газодинамического лазера, который в виде модульной вставки может быть использован как в уже эксплуатируемых, так и вновь создаваемых двигателях.
Ожидаемый технический результат достигается тем, что известный способ генерации излучения газодинамического лазера интегрированного в единую конструкцию газотурбинного двигателя, включающий подачу воздуха и горючего в камеру сгорания двигателя, организацию сверхзвукового потока газа в критических сечениях, создание в этом потоке инверсии населенности, её использование для образования когерентного излучения, формирование структуры лазерного луча, по предложению, воздух и горючее подают в дополнительную кольцевую секционную камеру сгорания, образующую сверхзвуковые потоки газа в критических сечениях расположенных вокруг камеры сгорания двигателя, а для создания инверсии населенности в сверхзвуковые потоки газа в критических сечениях дополнительно подают балластировочные газы, температуру и давление которых регулируют в интервале необходимом для достижения эффекта Джоуля - Томсона, при этом расход балластировочных газов устанавливают в зависимости от режима работы газотурбинного двигателя. Способ предусматривает, что по меньшей мере в трех критических сечениях обеспечивают фазовый состав потока газа в виде околокритического флюида, в качестве балластировочных газов используют углекислый газ (С02) и азот (N2), а выходную мощность авиационного газодинамического лазера, использующего
балластировочные углекислый газ (С02) и азот (N2), определяют по зависимости построенной на физической модели эффекта Джоуля - Томсона для повышения эффективности активной среды лазера по5 формуле:
L
где: h - постоянная Планка; v - частота излучения; <>ж - заданный массовый расход углеводородного топлива в дополнительной камере сгорания лазера; Д- число Авогадро; Д - атомный вес i - го компонента в0 продукте сгорания; р:(Р2,Т,а0К)- парциальная доля i - го компонента в продукте сгорания при рассчитанной температуре Т2 ж
и давлении Рдж = Р2 заданного режимом работы двигателя; qN - температура активации молекулы азота; ц = (pN2); i2 = (рС02); аок - коэффициент избытка окислителя; Коэффициент энергетической и конструктивной5 эффективности лазера вводится в виде:
где: кБ> 1.0 - балластировки активной среды лазера азотом (N2) и углекислым газом (С02); f0- (0.3 - 0.5) - сопла; f = (0.4 - 0.8) специального оптического резонатора; h = (0.95 - 0.98) области (камеры)о сгорания лазера; h H = (0.80 - 0.95) тепловой накачки.
Технический результат, полученный при разработке двигателя для осуществления способа генерации излучения газодинамического лазера предусматривает, что известный газотурбинный двигатель с интегрированным в единую конструкцию газодинамическим лазером,
содержащий компрессор каскада низкого давления, компрессор каскада высокого давления, камеру сгорания, турбину высокого давления, турбину низкого давления, систему в виде последовательности сверхзвуковых сопел Лаваля, оптический резонатор и реактивное сопло, по предложению, снабжен выводным линейным оптическим резонатором формирования лазерного луча, расположенными вокруг камеры сгорания двигателя, дополнительной кольцевой секционной камерой сгорания, образующей критические сечения сопел Лаваля, по меньшей мере, двумя кольцевыми камерами, соединенными с источниками подачи балластировочных газов, кольцевым ресивером с выпускной трубой отвода газов, оптический резонатор выполнен в виде объемного резонатора кольцевого типа и соединен с кольцевым ресивером с выпускной трубой, а камеры последовательно расположены по ходу движения потока газа между кольцевой секционной камерой и объемным оптическим резонатором, система сверхзвуковых сопел выполнена из вставок в виде дроссельных лопаточных направляющих, образующих критические сечения, вставки установлены в кольцевых камерах подачи балластировочных газов, а полости отверстий критических сечений и камер сообщены с источниками подачи балластировочных газов, при этом выводной линейный оптический резонатор формирования лазерного луча сообщен с объемным оптическим резонатором, а отверстия сопел камер сопряжены друг с другом, с каждым соплом дополнительной кольцевой секционной камеры, с полостью объемного оптического резонатора, кольцевого ресивера и выпускной трубы.
Дополнительная кольцевая секционная камера сгорания снабжена системой плазменного зажигания, а объемный оптический резонатор кольцевого типа выполнен в виде замкнутой полости, в которой излучение распространяется по замкнутой траектории в одном направлении.
Объемный оптический резонатор кольцевого типа выполнен в виде тела вращения и может быть
выбран в виде одной конфигурации из группы: прямоугольной, цилиндрической, коаксиальной или торообразной. Объемный оптический резонатор кольцевого типа может быть выполнен в виде замкнутой полости, ограниченной наружной и внутренней стенками в виде многогранников. Сущность заявляемого способа генерации излучения газодинамического лазера интегрированного в единую конструкцию газотурбинного двигателя пример его реализации и конструкция газотурбинного двигателя поясняется графическими материалами.
Фиг.1 -схема авиационного газотурбинного двигателя с интегрированным в единую конструкцию газодинамическим лазером;
Фиг.2 -схема создания инверсии молекулы С02 на переходах (001) (100) и (001) (020) в типах С02 лазеров;
Фиг.З - изменения показателя инверсионного состояние системы от скорости возбуждения и масштаба времени искусственной «заморозки» генераторами балластировки газом С02;
Фиг. 4 - изменение относительного числа mN колебательных квантов на одну молекулу азота в критическом сечении от коэффициента избытка окислителя;
Фиг. 5 - фрагмент вставок в виде дроссельных лопаточных направляющих, образующих критические сечения сопел сопряженные с источниками балластировочных газов.
Газотурбинный двигатель с интегрированным в единую конструкцию газодинамическим лазером содержит входное устройство 1, компрессор низкого давления (КНД) 2, компрессор высокого давления (КВД) 3, основную камеру сгорания 4, дополнительную камеру сгорания 5, торообразный или бочкообразный оптический резонатор (световод - усилитель) 6, выводной линейный оптический резонатор формирования лазерного луча 7, турбину высокого давления 8, спрямляющую лопаточную решетку 9, турбину низкого давления 10, сопло газотурбинного двигателя 11, выпускную трубу отработанных газов лазера 12, выпускной торообразный ресивер 13, кольцевые баластировочные камеры 14 и 15, соединенные с источниками подачи балластировочных газов и системой кольцевых сверхзвуковых сопел, выполненных из вставок в виде дроссельных лопаточных направляющих, образующих критические сечения (на фиг не показано), плазменная свеча зажигания 16 и пуско /отсечной управляемый клапан 17.
Механизм возникновения инверсии в лазере.
Для двухатомных газов в лазерах, инверсия создается на переходах (001) (100) и (001) (020) , например молекулы С02 (Фиг. 2). В заселении верхнего рабочего уровня (001) важную роль играют процессы резонансной передачи энергии возбуждения от молекул баластировочного газа, например N2 - азота с учетом дополнительной балластировки активной среды лазера охлажденным, например углекислым газом С02 и подогретым азотом N2 генераторами (п. 14, 15 на Фиг.1) из вставок в виде дроссельных лопаточных направляющих, образующих критические сечения, установленных в кольцевых камерах подачи балластировочных газов настроенных на реализацию эффекта Джоуля - Томсона.
Специфика тепловой накачки проявляется в том, что в данном случае колебательные уровни молекул N2 и С02 в лазере заселяются за счет теплового, а не электронного возбуждения. При этом принципиально важно различие времен релаксации верхних и нижних уровней. Релаксация уровня возбуждения молекулы N2 и уровня (001) молекулы С02 осуществляется за счет газокинетического механизма передачи энергии (здесь не рассматривается резонансная передача энергии от азота к углекислому газу), тогда как релаксация уровней (100) и (020) молекулы С02 происходит за счет резонансного механизма. Поскольку скорость резонансной передачи энергии значительно выше, чем газокинетической, то верхний рабочий уровень молекулы С02 должен релаксировать медленнее, чем нижние рабочие уровни. Особенно медленно релаксирует колебательный уровень молекулы N2. Если продукты сгорания авиационного топлива, содержащие смесь С02 + N2 нагретых до температуры, равной примерно 2700-2850 К, быстро расширяются, проходя через узкие щелевые критическое сечения сопла (точнее, через сопловые блоки 14 ,15 на Фиг.1). При этом происходит резкое возрастание кинетической энергии молекул за счёт расширения в сопловой «решетке», из которой поток газа выходит со сверхзвуковой скоростью, Ма = 3-5. Энергия поступательного движения молекул, в основном, возникает за счет энергии колебательного движения. Этот процесс приводит к тому, что при выходе из сопла происходит быстрая релаксация колебательных уровней. При этом релаксация наступает не на всех колебательных уровнях, а именно на тех, для которых время релаксации меньше, т. е. нижние рабочие уровни (020) и (100) молекулы С02. Уровень (001) молекулы С02, а также колебательный уровень молекулы N2 при достаточно быстром расширении газа не успевают заметно релаксировать, т.е. процесс «замораживается» на определенном расстоянии равном эффективной длине оптического резонатора. В рабочем
объеме, т. е. в условиях достаточно разреженного газа (давление на срезе сопла не выше ОД - 1.0 атм.) на этих уровнях практически вообще не происходит релаксации. Наблюдается эффект «замораживания» верхних колебательных степеней свободы, поддержание которых должен обеспечить дополнительным «охлаждением С02 - нагревом N2» предлагаемыми генераторами с применением эффекта Джоуля - Томсона, встроенных в область критических сечений щелевых лопаточных решеток, поз.14 , 15 на Фиг. 1.
В соответствии с физической моделью возбужденного (неравновесного) состояния в интегрированном газодинамическом лазере (см. рисунок 2) между энергетическими уровнями верхним - Е2 (условно метастабильный) и нижем - Е квантовые переходы и определяют излучение когерентных фотонов. Спонтанное излучение, в этом случае, описывается соотношением вида
здесь: Вр - скорость возбуждения; N; - число электронов на соответствующем энергетическом уровне; В у - скорости квантовых переходов; C - коэффициенты поглощения; t2 - время нахождения электрона на энергетическом уровне Е2.
Решение уравнения (1) приводится в виде
где N=N]+N2 - общее число электронов процесса релаксации.
Анализ зависимости (2) показывает, что условие обращения или населённости энергетического уровня, т.е. инверсионного состояния
N
системы определяется соотношением — 2- > 1.0. При этом инверсионное состояние системы тем выше, чем больше значение принимает выражение
При использовании в предлагаемом способе излучения интегрированного газодинамического лазера на генераторах, построенных на эффекте Джоуля - Томсона - ί2 -± (tt3aM > ί2) . Качественная картина изменения соотношения (3) представлено на Фиг. 3. На графиках Фиг. 3 видно, что чем больше время «заморозки» балластировочными генераторами продуктов горения авиационного топлива в дополнительной камере сгорания ( Фиг.1 5) лазера -
, тем больше заселен метастабильный уровень Е2 электронами N2 и тем выше ожидается величина квантового КПД
к = М2 - Е2/Еизл , (4) где: Еизл - энергия излучения.
Качественная картина изменения соотношения (3) в зависимости от скорости возбуждения и масштаба времени искусственной «заморозки» генераторами балластировки охлажденным газом С02, построенными на эффекте Джоуля - Томсона и нагретым азотом N2 состава рабочего тела в системе сопел газодинамического лазера приведена на Фиг.З. Здесь скорость возбуждения и время релаксации соответственно масштабированы.
Проведенные расчёты показывают, что за счёт подачи резко охлажденного газа С02 до состояния околокритического флюида (охлаждение примерно до ТСог = (120 - 150) К) в область до критического сечения системы щелевых сопел совместно с нагретым азотом N2 до TN2 = (1800 - 2000) К, инверсия населенности резко возрастает, что приводит к увеличению квантового КПД в несколько раз, результаты расчетов представлены на Фиг.З.
В переходной области (области щелевых сопла) происходит практически полное очищение уровня 020 (см. Фиг. 2) и только небольшое уменьшение заселенности уровня (001). В рабочем объеме заселенность уровня (001) практически «замораживается» при значении, примерно соответствующем температуре в дополнительной камере сгорания 5. Инверсия заселенностей уровней (001) и (020): молекулы С02 поступают в рабочий объем с практически незаселенными нижними рабочими уровнями (точнее, заселенность этих уровней соответствует примерно температуре ТС02)· Что же касается верхнего рабочего уровня, то он оказывается заселенным, как если бы газ продолжал находиться при температуре Тд кс. При этом оказывается «замороженной» также заселенность колебательного уровня молекул N2. Возбужденные молекулы N2, за счет дополнительного нагрева, будут резонансно передавать энергию возбуждения молекулам С02 и тем самым поддерживать относительно повышенную заселенность уровня (001). В газодинамическом лазере азот - N2 в количественном отношении является основным компонентом смеси — около 80% продуктов сгорания авиационного топлива без добавочной балластировки. Поэтому можно считать, что энергия когерентного излучения черпается в основном за счет колебательной «энергии молекул азота». Балластировка нагретым азотом N2 газодинамического лазера приводит к увеличению его процентного содержания в продуктах сгорания авиационного топлива. Таким образом, энергия, запасенная в колебательных степенях свободы молекул, находящихся в дополнительной камере (5), расходуется при переходе газовой смеси в рабочий объем внутреннего контура через сопло. Та часть энергии газовой смеси, которая была запасена в симметричных деформационных колебаниях молекул С02, превращается в энергию поступательного движения потока, выходящего из системы сопел (14, 15). Энергия же, запасенная в асимметричных колебаниях молекул С02 и в
колебаниях молекул N2 превращается за вычетом потерь в резонаторе в энергию когерентного оптического излучения. Применение генераторов, построенных на эффекте Джоуля - Томсона для балластировки лазера приводит к временной (вдоль потока газа с высокой скоростью по длине сопла) «заморозке» состава продуктов сгорания авиационного топлива. При этом можно ожидать, что относительное число mN колебательных квантов на одну молекулу азота сохранится в пределах более высоких, чем для обычных схем известных газодинамических лазеров. Это обстоятельство подтверждается дальнейшими теоретическими оценками.
На Фиг. 4. Приведено изменение относительного числа mN колебательных квантов на одну молекулу азота в критическом сечении дополнительной кольцевой камере сгорания (5) интегрированного газодинамического лазера в зависимости от коэффициента избытка окислителя при различном давлении: (графики сверху вниз) 0.1 МПа; 0.09 МПа и 0.08 МПа соответственно. Здесь затемненным сектором отмечено предел значений mNi полученных для стационарных газодинамических лазеров известных конструкций.
Анализ графиков представленных на Фиг. 4 показывает, что при оптимальном значении коэффициента избытка окислителя ожидается полное горение авиационного топлива при максимальной температуре, без сажеобразования, что особенно важно для эффективной работы системы оптических резонаторов, поз. 6 и 7 Фиг. 1. При этом наблюдается значительное увеличение относительного числа т колебательных квантов на одну молекулу азота в критическом сечении дополнительной кольцевой камере сгорания (5) интегрированного лазера от 14% до 18%, что в 1.38 - 2.25 раза больше, чем у известных газодинамических лазерах.
Увеличение относительного числа mN объясняется тем, что в дополнительной камере сгорания (5) организовано полное и оптимальное горение авиационного топлива при максимально возможной температуре. Приведенные теоретические оценки подтверждают возможность получения излучения газодинамического лазера интегрированного в конструкцию газотурбинного двигателя.
Пример.
Работа газотурбинного двигателя с интегрированным в его единую конструкцию газодинамического лазера в соответствии с изобретением, показана на примере авиационного газодинамического С02 лазера установленного на летательном аппарате.
Бортовой САУ летательного аппарата на заданном режиме работы газотурбинного двигателя и высоты полёта подаётся команда на запуск лазера . После команды «пуск» включается пусковой пневматический клапан 17 подачи воздуха от КВД (3), совмещенный с расходомером, в тракт питания и охлаждения дополнительной камеры сгорания лазера 5 от тракта питания основной камеры сгорания 4 при заданной температуре около Твх= (600 - 900) К. Нагретый сжатый воздух через клапан 17 поступает в дополнительную кольцевую камеру сгорания лазера 5 при заданном давлении Рвх и массовом расходом GB03J измеряемым встроенным расходомером. По определенному расходу воздуха по команде САУ двигателя в дополнительную камеру сгорания 5 подают заданный массовый расход авиационного керосина GKep, который обеспечивает получение рабочей смеси топлива и пушечный запуск камеры плазменными свечами 16, а также полное горение рабочей смеси при коэффициенте избытка окислителя аок « 1.0 при максимальной температуре Тд кс=(2550 - 2850) К. Далее продукты сгорания камеры 5
поступают в сопловую лопаточную решётку критических сечений 14, 15 совмещенными с балластировочными газодинамическими генераторами, построенными на эффекте Джоуля - Томсона для нагрева или охлаждения балластировочных газов: азота N2 и углекислого газа С02. В качестве газодинамических генераторов в рассматриваемом примере использованы известные генераторы фрагмент конструкции которой приведен на Фиг.5. По команде бортовой САУ летательного аппарата включаются пусковые клапаны аккумуляторов давления для подачи балластировочных газов (на схеме рисунка 1 не показаны). Нагретые или охлаждённые в газодинамических генераторах Джоуля - Томсона балластировочные газы после охлаждения критических сечений лопаточных решёток балластируют продукты сгорания дополнительной камеры 5 в зоне критических сечений для получения максимальной эффективности активной среды лазера при сверхзвуковом расширении в соплах до скоростей Ма = (3 - 5). При этом эффективность активной среды (АС) оценивается величиной квантового КПД лазера, который регулируется путем комбинации подачи балластировочных газов и определяет эффективность процесса инверсии заселенности энергетических уровней (АС) лазера. Подготовленная таким образом активная среда при температуре ТАс = (350— 400) К и скорости газового потока Ма = (3 - 5) поступает в зону специального торообразного или бочкообразного оптического резонатора усилителя 6 совмещенного с выпускным линейным резонатором 7. В составном оптическом резонаторе 7 и 6 увеличенного объёма усиливается и формируется фазированный лазерный луч, который фокусируется управляющей выводной оптической системой и передаётся потребителям. Далее продукты сгорания лазера поступают в выпускной ресивер 13, где формируется поток выхлопных газов в выпускной удлинительной трубе 12, который выбрасывается за пределы газотурбинного двигателя через регулируемые выпускные сечения сопла
(на рисунке не показано) в зависимости от высоты полёта летательного аппарата и режима работы двигателя. После отработки рабочего режима излучения бортовой САУ формируется команда прекращения подачи горючего - керосина в дополнительную камеру сгорания 5 и выключения авиационного газодинамического С02 лазера через отсечку подачи воздуха включением отсечного клапана 17 с некоторой временной задержкой, которая обеспечивает охлаждение камеры 5 перед повторным запуском лазера. Одновременно САУ проводится отключение аккумуляторов давления.
В таблице приведены результаты испытаний авиационного газодинамического С02 лазера установленного на летательном аппарате.
Анализ результатов показал, что в сравнении с известным решением, предложенный способ генерации излучения газодинамического лазера, позволяет повысить удельную мощность излучения газодинамического лазера до 240 кВт и общий КПД до 30%. Другим техническим результатом является упрощение конструкции лазера, повышение надежности и снижение металлоемкости двигателя, повышение коэффициента массовой эффективности до (0,4...0,6) кг/кВт, расширение функциональных возможностей газотурбинного двигателя и универсальность авиационного газодинамического лазера, который в виде модульной вставки может быть использован как в уже эксплуатируемых, так и вновь создаваемых двигателях.
Результаты испытаний интегрированного газодинамического С02 лазера Таблица
римечание * - оценки коэффициентов эффективности лазера: сопловой системы - (рс « 0.5 ; составного оптического езонатора - fr ~ 0.7 ; тепловой накачки - Т]т и— 0.95 ; эффективность доп. камеры сгорания лазера - h с « 0.98.
Claims
1. Способ генерации излучения газодинамического лазера интегрированного в единую конструкцию газотурбинного двигателя, включающий подачу воздуха и горючего в камеру сгорания двигателя, организацию сверхзвукового потока газа в критических сечениях, создание в этом потоке инверсии населенности, её использование для образования когерентного излучения, формирование структуры лазерного луча, отличающийся тем, что воздух и горючее подают в дополнительную кольцевую секционную камеру сгорания, образующую сверхзвуковые потоки газа в критических сечениях расположенных вокруг камеры сгорания двигателя, а для создания инверсии населенности в сверхзвуковые потоки газа в критических сечениях дополнительно подают балластировочные газы, температуру и давление которых регулируют для достижения эффекта Джоуля - Томсона, при этом расход балластировочных газов устанавливают в зависимости от режима работы газотурбинного двигателя.
2. Способ генерации излучения газодинамического лазера по п. 1 отличающийся тем, что по меньшей мере в трех критических сечениях обеспечивают фазовый состав потока газа в виде околокритического флюида.
3. Способ генерации излучения газодинамического лазера по п. 1 отличающийся тем, что в качестве балластировочных газов используют углекислый газ (С02) и азот (N2).
4. Способ генерации излучения газодинамического лазера интегрированного в единую конструкцию газотурбинного двигателя по п. 3 отличающийся тем, что выходную мощность авиационного газодинамического лазера, использующего балластировочные углекислый газ (С02) и азот (N2), определяют по зависимости построенной на эффекте
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26)
Джоуля - Томсона для повышения эффективности активной среды лазера зо по формуле:
5. Газотурбинный двигатель с интегрированным в единую конструкцию газодинамическим лазером, содержащий компрессор каскада низкого давления, компрессор каскада высокого давления, камеру сгорания, 50 турбину высокого давления, турбину низкого давления, систему в виде
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26)
последовательности сверхзвуковых сопел Лаваля, оптический резонатор и реактивное сопло, отличающийся тем , что он снабжен выводным линейным оптическим резонатором формирования лазерного луча, расположенными вокруг камеры сгорания двигателя, дополнительной кольцевой секционной камерой сгорания, образующей критические сечения сопел Лаваля, по меньшей мере, двумя кольцевыми камерами, соединенными с источниками подачи балластировочных газов, кольцевым ресивером с выпускной трубой отвода газов, оптический резонатор выполнен в виде объемного резонатора кольцевого типа и соединен с кольцевым ресивером с выпускной трубой, а камеры последовательно расположены по ходу движения потока газа между кольцевой секционной камерой и объемным оптическим резонатором, система сверхзвуковых сопел выполнена из вставок в виде дроссельных лопаточных направляющих, образующих критические сечения, вставки установлены в кольцевых камерах подачи балластировочных газов, а полости отверстий критических сечений и камер сообщены с источниками подачи балластировочных газов, при этом выводной линейный оптический резонатор формирования лазерного луча сообщен с объемным оптическим резонатором, а отверстия сопел камер сопряжены друг с другом, с каждым соплом дополнительной кольцевой секционной камеры, с полостью объемного оптического резонатора, кольцевого ресивера и выпускной трубы.
6. Газотурбинный двигатель с интегрированным в единую конструкцию газодинамическим лазером, по п. 5 отличающийся тем, что дополнительная кольцевая секционная камера сгорания снабжена системой плазменного зажигания.
7. Газотурбинный двигатель с интегрированным в единую конструкцию газодинамическим лазером, по п. 5 отличающийся тем, что объемный оптический резонатор кольцевого типа выполнен в виде
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26)
замкнутой полости, в которой излучение распространяется по замкнутой траектории в одном направлении.
8. Газотурбинный двигатель с интегрированным в единую конструкцию газодинамическим лазером, по п. 7 отличающийся тем , что объемный оптический резонатор кольцевого типа выполнен в виде тела вращения.
9. Г азотурбинный двигатель с интегрированным в единую конструкцию газодинамическим лазером, по п. 8 отличающийся тем, что объемный резонатор кольцевого типа в виде тела вращения выбран в виде одной конфигурации из группы: прямоугольной, цилиндрической, коаксиальной, торообразной.
10. Газотурбинный двигатель с интегрированным в единую конструкцию газодинамическим лазером, по п. 5 отличающийся тем, что объемный оптический резонатор кольцевого типа выполнен в виде замкнутой полости, ограниченной наружной и внутренней стенками в виде многогранников.
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26)
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018135388A RU2702921C1 (ru) | 2018-10-09 | 2018-10-09 | Способ генерации излучения газодинамического лазера интегрированного в единую конструкцию газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель для его осуществления |
| RU2018135388 | 2018-10-09 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| WO2020076187A1 true WO2020076187A1 (ru) | 2020-04-16 |
Family
ID=68280235
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| PCT/RU2019/000704 WO2020076187A1 (ru) | 2018-10-09 | 2019-10-02 | Газодинамический лазер, интегрированный в газотурбинный двигатель |
Country Status (2)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2702921C1 (ru) |
| WO (1) | WO2020076187A1 (ru) |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5425044A (en) * | 1994-07-22 | 1995-06-13 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Compact, burst mode, pulsed, high energy, blowdown flow photolytic atomic iodine laser |
| US20140034848A1 (en) * | 2012-08-03 | 2014-02-06 | Brian Campbell | Photon turbine generator for power generation |
| RU2516985C1 (ru) * | 2013-02-14 | 2014-05-27 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования Казанский национальный исследовательский университет им. А.Н. Туполева-КАИ" (КНИТУ-КАИ) | Способ работы авиационного газотурбинного двигателя и устройство для его осуществления |
| RU2587509C1 (ru) * | 2015-04-07 | 2016-06-20 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Способ работы авиационного газотурбинного двигателя и устройство для его осуществления |
Family Cites Families (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4013976A (en) * | 1971-07-20 | 1977-03-22 | Rolls-Royce (1971) Limited | Gas dynamic lasers |
| US4319201A (en) * | 1979-11-01 | 1982-03-09 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Self compressing supersonic flow device |
-
2018
- 2018-10-09 RU RU2018135388A patent/RU2702921C1/ru active
-
2019
- 2019-10-02 WO PCT/RU2019/000704 patent/WO2020076187A1/ru active Application Filing
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5425044A (en) * | 1994-07-22 | 1995-06-13 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Compact, burst mode, pulsed, high energy, blowdown flow photolytic atomic iodine laser |
| US20140034848A1 (en) * | 2012-08-03 | 2014-02-06 | Brian Campbell | Photon turbine generator for power generation |
| RU2516985C1 (ru) * | 2013-02-14 | 2014-05-27 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования Казанский национальный исследовательский университет им. А.Н. Туполева-КАИ" (КНИТУ-КАИ) | Способ работы авиационного газотурбинного двигателя и устройство для его осуществления |
| RU2587509C1 (ru) * | 2015-04-07 | 2016-06-20 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Способ работы авиационного газотурбинного двигателя и устройство для его осуществления |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2702921C1 (ru) | 2019-10-14 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Naples et al. | RDE implementation into an open-loop T63 gas turbine engine | |
| US8127533B2 (en) | System and method for power production using a hybrid helical detonation device | |
| US20080229751A1 (en) | Cooling system for gas turbine engine having improved core system | |
| US20120324860A1 (en) | Gas turbine engine and pulse detonation combustion system | |
| US7621119B2 (en) | Heat exchange injector for use in a rocket engine | |
| JP2007182873A (ja) | スラスト増強装置及びその方法ならびに排気ノズル | |
| US20070036193A1 (en) | Laser with Brayton cycle outlet pump | |
| CN112628018B (zh) | 大推力液体火箭发动机及其低功耗半自身起动方法 | |
| EP3146182B1 (en) | System and method for generating electric energy | |
| RU2702921C1 (ru) | Способ генерации излучения газодинамического лазера интегрированного в единую конструкцию газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель для его осуществления | |
| US8978387B2 (en) | Hot gas path component cooling for hybrid pulse detonation combustion systems | |
| Akbari et al. | Recent developments in wave rotor combustion technology and future perspectives: a progress review | |
| RU2233990C2 (ru) | Кислородно-керосиновый жидкостный ракетный двигатель с тепловым модулем, тепловой модуль и способ получения бессажевого газа в тепловом модуле | |
| Watanabe et al. | Three-dimensional Numerical Simulation of Disk Rotating Detonation Engine; Unsteady Flow Structure | |
| RU2587509C1 (ru) | Способ работы авиационного газотурбинного двигателя и устройство для его осуществления | |
| RU2770077C1 (ru) | Способ работы двухконтурного газотурбинного двигателя и двухконтурный газотурбинный двигатель | |
| US8438833B2 (en) | Partial filling of a pulse detonation combustor in a pulse detonation combustor based hybrid engine | |
| US20080127630A1 (en) | Turbine for application to pulse detonation combustion system and engine containing the turbine | |
| RU2516985C1 (ru) | Способ работы авиационного газотурбинного двигателя и устройство для его осуществления | |
| CN110739602A (zh) | 脉冲爆震火箭燃烧驱动的预混式二氧化碳气动激光器 | |
| US11619172B1 (en) | Detonation combustion systems | |
| Osipov et al. | Study of performance of the aircraft gas turbine engine integrated with a gas dynamic laser | |
| RU2405959C1 (ru) | Способ генерации газа для создания тяги в воздушно-реактивном двигателе с многоступенчатым осевым компрессором и воздушно-реактивный двигатель | |
| RU2591361C1 (ru) | Двигательная установка гиперзвукового самолета | |
| RU2794687C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель |
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: 19870967 Country of ref document: EP Kind code of ref document: A1 |
|
| NENP | Non-entry into the national phase |
Ref country code: DE |
|
| 122 | Ep: pct application non-entry in european phase |
Ref document number: 19870967 Country of ref document: EP Kind code of ref document: A1 |