Сверхзвуковой пульсирующий детонационный прямоточный воздушно-реактивный двигатель (спдпд) и способ функционирования спдпд
Авторы патента:
Сверхзвуковой пульсирующий детонационный прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит сверхзвуковой воздухозаборник, сверхзвуковую камеру смешения, сверхзвуковую камеру сгорания, сверхзвуковое сопло, устройство запуска двигателя и систему подачи топлива. Система подачи топлива содержит пилоны с соплами и клапаны изменения режима подачи топлива, связанные через систему управления подачей топлива с датчиками регистрации прохождения детонационными волнами заданных расстояний от входа и выхода камеры сгорания. Способ функционирования сверхзвукового пульсирующего детонационного прямоточного воздушно-реактивного двигателя заключается в том, что в момент запуска двигателя подают топливо и инициируют детонационную вoлну, дальнейшую работу двигателя обеспечивают последовательно-периодически, изменяя подачу топлива, реализуя в камере сгорания богатую и бедную топливовоздушную смесь и вызывая изменения направления и скорости перемещения волны относительно камеры сгорания от ее выхода ко входу по богатой смеси и в обратном направлении по бедной смеси, в предельном случае - по чистому воздуху, при сохранении направления движения волны против потока. Изобретение позволяет увеличить удельный импульс и уменьшить теплонапряженность тракта двигателя при полете на больших сверхзвуковых скоростях. 2 с.п. ф-лы, 1 ил.
Изобретение относится к классу ВРД условно называемому "пульсирующими детонационными двигателями" (ПДД). Основной отличительной особенностью этих двигателей является то, что горение смеси воздуха и топлива происходит в нестационарных ("пульсирующих") ударных волнах.
Все предлагаемые схемы данных двигателей можно условно разделить на два типа - "клапанные" и "бесклапанные" схемы. Основное отличие этих типов ПДД заключается в способе управления процессами наполнения камеры сгорания топливовоздушной смесью и освобождения от продуктов сгорания. В бесклапанном ПДД эти процессы связаны только с динамикой изменения давления в камере сгорания. В клапанных многокамерных схемах эти процессы управляются с помощью вращающихся клапанов или клапанов иных типов. В большинстве реализаций ПДД инициирование горения смеси в каждом цикле работы осуществляется с помощью внешнего источника зажигания. Таким источником может служить, например, "детонационная трубка". В этом случае поджигание смеси осуществляется детонационной волной, выходящей из указанной трубки. Сама трубка периодически наполняется перемешанной топливовоздушной смесью, а детонационная волна в ней инициируется электрическим разрядом необходимой для этого мощности. Если реализация детонации в трубке не представляет особой проблемы, то создание с ее помощью детонационной волны в камере, причем волны, распространяющейся по камере влево, возможно только для "инициирующих", т.е. выходящих из трубки детонационных волн достаточно большой мощности. Наряду с использованием детонационной трубки рассматриваются другие способы инициирования детонационной волны (электрический разряд в камере, лазерные системы и т.п. S.Eidelman and W.Grossman "Pulsed Detonation Engine Experimental and Theoretical Rewiew", 1992, AIAA92-3168; T.E.Bratkovich and T. R. A. Bussing "A Pulse Detonation Engine Performance Model", 1995, AIAA95-3155). Изобретение решает задачу увеличения удельного импульса и уменьшения теплонапряженности тракта двигателя при полете на больших сверхзвуковых скоростях (для водородовоздушного двигателя с числами Маха полета М от 4,5 до 7,5). Технический результат достигается в сверхзвуковом пульсирующем детонационном прямоточном воздушно-реактивном двигателе (СПДПД), содержащем сверхзвуковой воздухозаборник, сверхзвуковую камеру смешения, сверхзвуковую камеру сгорания, сверхзвуковое сопло, устройство запуска двигателя, систему подачи топлива, включающую пилоны с соплами и клапаны изменения режима подачи топлива, связанные через систему управления подачей топлива с датчиками регистрации прохождения детонационными волнами заданных расстояний от входа и выхода камеры сгорания. Технический результат достигается также в способе функционирования сверхзвукового пульсирующего детонационного прямоточного воздушно-реактивного двигателя (СПДПД), заключающемся в том, что в момент запуска двигателя подают топливо и инициируют детонационную волну, дальнейшую работу двигателя обеспечивают последовательно-периодически, изменяя подачу топлива, реализуя в камере сгорания богатую и бедную топливовоздушную смесь и вызывая изменение направления и скорости перемещения волны относительно камеры сгорания от ее выхода ко входу по богатой смеси и в обратном направлении по бедной смеси, в предельном случае - по чистому воздуху, при сохранении направления движения волны против потока. Изобретение является новой бесклапанной схемой прямоточного воздушно-реактивного двигателя со сверхзвуковым потоком в камере сгорания и с горением в пульсирующей детонационной волне - "сверхзвуковым пульсирующим детонационным прямоточным двигателем - СПДПД". В СПДПД пульсирующий нестационарный процесс инициируется периодическими прерываниями подачи топлива. В СПДПД детонационная волна в богатой смеси и периодически сменяющая ее детонационная волна в бедной смеси или "головная" ударная волна распространяются в сверхзвуковом потоке, а не в покоящемся газе или в дозвуковом потоке, как в ПДД обсуждавшихся типов. Во-вторых, в этой схеме нет постоянного "внешнего источника зажигания". Внешний источник зажигания нужен в СПДПД лишь для запуска. Сущность изобретения поясняется чертежом. Сверхзвуковой пульсирующий детонационный прямоточный воздушно-реактивный двигатель (СПДПД) содержит сверхзвуковой воздухозаборник 1, сверхзвуковую камеру 2 смешения, сверхзвуковую камеру 3 сгорания, сверхзвуковое сопло 4, устройство 5 запуска двигателя, систему 6 подачи топлива, включающую пилоны 7 с соплами 8 и клапаны 9 изменения режима подачи топлива, связанные через систему 10 управления подачей топлива с датчиками 11 регистрации прохождения детонационными волнами заданных расстояний от входа и выхода камеры сгорания. СПДПД функционирует следующим образом: 1. Набегающий поток воздуха (для водородо-воздушного СПДПД с числом М
4.5-7.5 фиг. 1, сечение 0) тормозится в косых скачках сверхзвукового воздухозаборника 1 до М 2.5 -4.5 (сечение 1). 2. В сечении 2 воздушный поток дополнительно (незначительно) тормозится в косых скачках, возникающих при обтекании пилонов 7, установленных в этом сечении для подачи топлива. 3. Пройдя топливные пилоны 7, воздух попадает в камеру 2 смешения, длина которой - Lm много больше калибра топливных пилонов 7 и достаточна для образования гомогенной топливовоздушной смеси с заданным коэффициентом избытка воздуха (a 
1). В зависимости от фазы цикла работы двигателя из топливных пилонов подается различное количество топлива. Таким образом, управление рабочим циклом двигателя осуществляется путем управления подачей топлива. 3.1. В случае, когда топливо из пилонов подается в "большем" количестве на выходе из камеры 2 смешения образуется близкая к гомогенной топливовоздушная смесь с заданным коэффициентом избытка воздуха ( 
1 "богатая" смесь) и сверхзвуковой скоростью течения. 3.2. В случае, когда топливо подается в "малом" количестве (или не подается совсем) на выходе из камеры 2 смешения образуется близкая к гомогенной топливовоздушная смесь с коэффициентом избытка воздуха > 1 (в пределе "чистый" воздух) ("бедная" смесь) и сверхзвуковой скоростью течения. 4. Цикл работы двигателя состоит в следующем. 4.1. По богатой топливовоздушной смеси, поступающей из камеры 2 смешения в камеру 3 сгорания, против потока, распространяется детонационная волна, в которой происходит сгорание топливовоздушной смеси. Продукты сгорания поступают в сопло 4 и, расширяясь, обеспечивают тягу двигателя. Скорость распространения детонационной волны превышает скорость течения топливовоздушной смеси, поэтому детонационная волна движется по направлению ко входу в камеру 3 сгорания относительно двигателя. 4.2. В момент, когда детонационная волна достигает заданной точки вблизи входа в камеру 3 сгорания режим, подачи топлива изменяется. Детонационная волна продолжает двигаться по направлению ко входу в камеру 3 сгорания до тех пор, пока в камеру 3 сгорания продолжает поступать остаток богатой топливовоздушной смеси. 4.3. После того, как богатая топливовоздушная смесь на входе в камеру 3 сгорания сменится потоком бедной смеси или "чистого" воздуха и детонационная волна войдет в этот поток, детонационная волна либо становится менее интенсивной (в случае входа в бедную смесь), либо переходит в ударную волну. В обоих случаях детонационная или ударная волна продолжает распространяться против потока. Но скорость распространения этих волн меньше, чем скорость набегающего потока и, поэтому волны сносятся потоком в направлении выхода из камеры 3 сгорания. 4.4. В момент, когда волна достигнет заданной точки вблизи выхода из камеры 3 сгорания из топливных пилонов 7 начинает подаваться "большое" количество топлива. Режим подачи топлива изменяется в момент прохождения детонационной или ударной волной заданного сечения вблизи выхода из камеры 3 сгорания. 4.5. После того, как детонационная волна входит в богатую топливовоздушную смесь происходит увеличение интенсивности детонационной волны. В случае входа в богатую топливовоздушную смесь ударной волны происходит воспламенение топливовоздушной смеси за ударной волной (вследствие достаточно высокой температуры потока за ударной волной ~ 1100 К). Выделившаяся энергия сгорания топлива за ударной волной приводит к увеличению интенсивности последней и переходу ее в детонационную волну. 4.6. Сформировавшаяся детонационная волна начинает двигаться в сторону входа в камеру 3 сгорания и цикл работы двигателя повторяется. Изобретение может быть использовано в качестве двигателя летательных аппаратов различного назначения), а способ функционирования его системы подачи топлива, камер смешения и сгорания - в магнито-газодинамических генераторах, работающих в периодическом режиме.Формула изобретения
1. Сверхзвуковой пульсирующий детонационный прямоточный воздушно-реактивный двигатель (СПДПД), содержащий сверхзвуковой воздухозаборник, сверхзвуковую камеру смешения, сверхзвуковую камеру сгорания, сверхзвуковое сопло, устройство запуска двигателя, систему подачи топлива, включающую пилоны с соплами и клапаны изменения режима подачи топлива, связанные через систему управления подачей топлива с датчиками регистрации прохождения детонационными волнами заданных расстояний от входа и выхода камеры сгорания. 2. Способ функционирования сверхзвукового пульсирующего детонационного прямоточного воздушно-реактивного двигателя (СПДПД), заключающийся в том, что в момент запуска двигателя подают топливо и инициируют детонационную волну, дальнейшую работу двигателя обеспечивают последовательно-периодически, изменяя подачу топлива, реализуя в камере сгорания богатую и бедную топливовоздушную смесь и вызывая изменение направления и скорости перемещения волны относительно камеры сгорания от ее выхода ко входу по богатой смеси и в обратном направлении по бедной смеси, в предельном случае - по чистому воздуху, при сохранении направления движения волны против потока.РИСУНКИ
Рисунок 1
Похожие патенты:
Изобретение относится к авиационному двигателестроению, а именно, к гиперзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателям
Изобретение относится к способам функционирования сверхзвуковых пульсирующих детонационных прямоточных воздушно-реактивных двигателей, преимущественно при полете с числом Маха больше 6. Способ функционирования сверхзвукового пульсирующего детонационного прямоточного воздушно-реактивного двигателя, при котором подают топливо в основную сверхзвуковую камеру сгорания и осуществляют в ней пульсирующий процесс, для чего используют предкамеру, которую устанавливают на входе в основную сверхзвуковую камеру. Подают в предкамеру часть топлива, получают пульсирующий поток и накладывают его на поток в основной сверхзвуковой камере сгорания. Предкамеру выполняют в виде золотниковой камеры с постоянным объемом сгорания топлива, количество рабочих полостей которой выбирают в соответствии с требуемой частотой пульсаций в основной сверхзвуковой камере сгорания. Поток из предкамеры разделяют и направляют в основную сверхзвуковую камеру в осевом и радиальных направлениях. Изобретение обеспечивает стабильное горение в сверхзвуковом потоке авиационного топлива - керосина без окислительного газа, без предварительного прогрева воздуха. 2 ил.
Способ сжигания топливовоздушной смеси для создания реактивной тяги в прямоточном воздушно-реактивном двигателе со спиновой детонационной волной заключается в том, что набегающий высокоскоростной поток тормозят до чисел Маха в диапазоне от 3 до 4 в сверхзвуковом двухступенчатом воздухозаборнике с затупленным центральным телом. Далее подают в поток топливо, закручивают образующийся топливовоздушный поток хорошо перемешанной горючей смеси, тормозят до дозвуковой осевой компоненты скорости, инициируют воспламенение закрученной хорошо перемешанной топливовоздушной смеси и сжигают в спиновой детонационной волне. Детонационные и ударные волны, распространяющиеся против потока, гасят набегающим сверхзвуковым потоком топливовоздушной смеси. Образующиеся при сжигании продукты сгорания направляют на создание реактивной тяги двигателя. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель со спиновой детонационной волной для высокоскоростных полетов содержит сверхзвуковой двухступенчатый воздухозаборник с затупленным центральным телом, систему слива энтропийного и пограничных слоев, топливные пилоны с соплами для подачи топлива в набегающий воздушный поток, венцы которых выполнены и расположены так, что продолжают торможение и закручивают образующийся топливовоздушный поток, кольцевой решеточный гаситель детонационных и ударных волн, осесимметричное кольцевое сопло, имеющее расширяющуюся внешнюю обечайку и центральное тело с донным срезом. Кольцевой решеточный гаситель детонационных и ударных волн содержит кольцевые решетчатые перегородки, образующие каналы, для торможения и поворота топливовоздушного потока до дозвуковой осевой компоненты скорости с сохранением сверхзвуковой скорости в каналах гасителя. На выходе гасителя расположена кольцевая детонационная камера сгорания, начальный внутренний радиус которой меньше внутреннего радиуса колец гасителя. На выходе камеры сгорания расположена кольцевая решетка, спрямляющая выходящий поток. Изобретение направлено на интенсификацию скорости химических реакций горения и энерговыделения за счет спинового детонационного горения хорошо перемешанной топливовоздушной смеси. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 2 ил.
Изобретение относится к аэрокосмическим двигателям. Детонационно-дефлаграционный пульсирующий прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит сверхзвуковой воздухозаборник, систему непрерывной подачи топлива, решеточный пластинчатый гаситель детонационных волн, расположенный так, что в него поступает хорошо перемешанная горючая смесь, камеру сгорания и выхлопное сопло. Сверхзвуковой воздухозаборник тормозит набегающий высокоскоростной сверхзвуковой поток воздуха до чисел Маха М=3-4. Решеточный пластинчатый гаситель содержит одну или более пластин, расположенных вдоль оси проточного тракта двигателя. Поперечный размер каждого канала, образованного пластинами гасителя, меньше, чем поперечный размер ячеек образующейся при горении детонационной волны, движущейся против потока и набегающей на тот же гаситель, что останавливает и гасит распространение детонационной волны при попадании в узкие каналы гасителя, а ударные волны, возникающие при погасании детонационной волны, сверхзвуковым потоком выносит из каналов в камеру сгорания, препятствуя разрушению ими течения набегающего потока и ограничивая движение детонационных и ударных волн частью гасителя и камерой сгорания, обеспечивая переход горения дефлаграции в детонацию, в результате чего организуется непрерывное нестационарное горение в динамически пульсирующих (возникающих и гаснущих) детонационных волнах и фронтах медленного горения. Технический результат - увеличение тяги и расширение диапазона скоростей полета до чисел Маха М=5-8 при уменьшении теплонапряженности тракта двигателя по сравнению с прямоточным воздушно-реактивным двигателем и прямоточным воздушно-реактивным двигателем со сверхзвуковым горением. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 2 ил.
