Способ работы импульсно-детонационного двигателя в поле центробежных сил и устройство для его реализации в реактивном вертолёте

Изобретение относится к воздушно-реактивным двигателям, устанавливаемым на концах лопастей несущего винта реактивного вертолета. Предложен способ организации рабочего процесса в импульсно-детонационном тяговом модуле для реактивного вертолета, размещенном на конце лопасти несущего винта, включающий подачу топлива, смешение топлива с воздухом, заполнение камеры сгорания горючей смесью, возникновение детонационной волны, расширение продуктов детонации в горелочном тракте и истечение продуктов детонации через сопло для создания реактивной тяги, в котором на горячие внутренние стенки камеры сгорания жидкое топливо подается циклически в виде струй, причем струи ориентированы так, чтобы горячие внутренние стенки камеры сгорания смачивались жидким топливом равномерно с учетом направления действия центробежных сил, а в результате термомеханического взаимодействия струй жидкого топлива с горячими внутренними стенками камеры сгорания происходит фрагментация струй с образованием капель и пленок жидкого топлива, а также паров топлива, обеспечивающих формирование детонационно-способной двухфазной горючей смеси, заполняющей горелочный тракт, а принудительное зажигание горючей смеси приводит к образованию в горелочном тракте ускоряющегося турбулентного пламени и к быстрому переходу горения в детонацию, так что вся оставшаяся в горелочном тракте двухфазная горючая смесь сгорает в детонационной волне, бегущей по направлению к соплу, а после ее выхода из сопла происходит истечение продуктов детонации через сопло, сопровождающееся снижением давления в горелочном тракте до уровня давления торможения в набегающем потоке воздуха, обеспечивая тем самым условия для продувки горелочного тракта и его повторного заполнения детонационно-способной двухфазной смесью топлива и воздуха, а истекающие из сопла продукты детонации создают реактивную тягу. Предложенный способ реализован в устройстве, включающем воздухозаборник с обратным клапаном, камеру сгорания с источником зажигания, выходное устройство (сопло) и систему управления, в котором к воздухозаборнику присоединен горелочный тракт, включающий камеру сгорания с дозатором топлива и источником зажигания, а также детонационную трубу с препятствиями-турбулизаторами и сопло, установленное в выходном сечении детонационной трубы. Предложенное устройство обеспечивает положительную тягу в условиях полета с крейсерской скоростью (соответствует скорости набегающего потока воздуха около 70 м/с). 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

Область техники

Изобретение относится к воздушно-реактивным двигателям, устанавливаемым на концах лопастей несущего винта реактивного вертолета.

Предшествующий уровень техники

Известен реактивный двигатель детонационного действия, предложенный в патенте РФ 2157907 С2 F02К 7/02 (2000.1), 20.10.2000. Двигатель обеспечивает создание подъемной и тяговой силы и предназначен, в том числе, для установки на вертолеты. Согласно изобретению, реактивный двигатель детонационного действия содержит камеры сгорания, механизм газораспределения и рабочие каналы. Камеры сгорания снабжены форсунками-детонаторами и топливными форсунками, выполненными в виде цилиндрических камер, сообщающихся с одной стороны с камерами сгорания, а с другой - с патрубком, в котором размещен электрод и шнек. Патрубок с внутренней стороны и камера выполнены из электроизоляционного материала, и последняя снабжена кольцевым каналом. Газораспределительные устройства механизма газораспределения выполнены или в виде шнеков с переменным шагом лопастей, или пустотелых заслонок, снабженных механизмом привода. Кольцевой канал каждой форсунки с одной стороны снабжен соплами, сообщающимися с взрывной камерой, а с другой - с патрубком подачи электропроводной жидкости. В рабочих каналах установлены решетки с клапанами, с одной стороны сообщающиеся с ресивером, а с другой - с рабочими каналами. Каналы снабжены поворотными соплами, внутри которых установлены форсунки-детонаторы и топливные форсунки. Недостаток данного способа - сложность конструкции, что снижает ее надежность.

Известно устройство «Лопасть и движитель реактивного вертолета», предложенные в патенте WO 2011/096850 A1 В64С 27/18 (2006.01), В64С 27/473 (2006.01), 11.08.2011. Согласно изобретению устройство включает лопасть реактивного вертолета, имеющую консольную часть, комель, и отверстия в нем для входа воздуха, содержащий прямоточный воздушно-реактивный двигатель центробежного нагнетания воздуха, включающий в себя воздуховод, выполненный протяженным в радиальном направлении, топливовоздушный смеситель, камеру сгорания и реактивное сопло с выходным отверстием в упомянутой консольной части, последовательно сообщенные между собой, а также топливопровод для сжиженного топлива и испаритель, подключенный к нему, а затем - к упомянутому смесителю, в котором упомянутый испаритель выполнен с возможностью теплообмена с указанным воздуховодом. Недостаток данного устройства заключается в низкой продолжительности полета из-за высокого расхода топлива, что характерно для прямоточных двигателей, работающих на дефлаграционном горении.

Известен пульсирующий двигатель детонационного горения, предложенный в патенте РФ 2282044 C1 F02К 7/04 (2006.1), 20.08.2006 и предназначенный, в том числе, для установки на лопастях вертолета. Согласно изобретению, пульсирующий двигатель детонационного горения, размещенный на конце лопасти, содержит корпус и размещенные в нем камеру сгорания с входом, кольцевой канал с входом и выходом, преобразователь внутренней энергии рабочего тела в механическую работу силы тяги в виде газодинамического резонатора, сопло двигателя, механизм инициирования детонации и кольцевое сопло для подачи топливной смеси. Камера сгорания выполнена в виде полусферического газодинамического резонатора и сопла двигателя. Механизм инициирования детонации выполнен в виде трубки, заглушенной с одной стороны, свободный выход которой соединен с центром газодинамического резонатора, при этом отношение скорости продуктов детонации к скорости подачи топливной смеси должно быть больше или равно отношению двух длин механизма инициирования детонации к радиусу резонатора. Основной недостаток устройства - необходимость предварительной подготовки топлива с целью повышения его детонационной способности, что усложняет конструкцию.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению по технической сущности является устройство, предложенное в полезной модели РФ 159772 U1 F02K 7/10 (2006.01), 22.02.2016 и предназначенное для вращения роторных устройств, преимущественно несущего винта вертолета реактивной схемы. Согласно изобретению, устройство, размещенное в лопасти винта, содержит камеру сгорания с клапанным устройством на входе, переходящую в резонансную трубу, концевая часть которой заканчивается реактивным соплом, расположенным на конце винта, и повернутым в направлении, противоположном направлению вращения лопасти винта. Перед клапанным устройством установлен воздухозаборник, соединенный с камерой сгорания, при этом воздухозаборник, камера сгорания и прямая часть резонансной трубы установлены вдоль лопасти несущего винта в ее концевой части, при этом с наружной атмосферой воздухозаборник сообщен через каналы в лопасти, и дополнительный воздухозаборник, выполненный на ее передней кромке, кроме того, камера сгорания имеет дополнительную внутреннюю стенку и свечу зажигания, при этом переходная часть камеры сгорания в резонансную трубу выполнена в виде конфузора, а резонансная труба снабжена устройством подачи топлива, сообщенным с трубчатым испарителем топлива, установленным в резонансной трубе, выход которого соединен с перегревателем топлива в виде тонкостенного цилиндра с завихрителем внутри и с конусными входным и выходным участками, установленного по оси камеры сгорания, выходной конец которого пропущен через клапанное устройство и соединен с топливной форсункой, установленной в воздухозаборнике перед клапанным устройством, которое выполнено в виде дисковой клапанной решетки с окнами для пропуска топливовоздушной смеси, скрепленной с камерой сгорания, и клапана в виде пакета тонкостенных пластин из жаропрочного материала, имеющих упругие элементы в виде радиально расположенных лепестков для перекрытия окон решетки, а также упора-отражателя, укрепленного вместе с клапаном на решетке со стороны камеры сгорания, при этом рабочие поверхности окон решетки, взаимодействующие с упругими элементами клапана, выполнены цилиндрическими, а оси образующих их цилиндров расположены перпендикулярно оси решетки, при этом рабочая поверхность упора-отражателя, взаимодействующая с упругими элементами клапана, выполнена с радиусом, равным радиусу рабочих поверхностей окон решетки, при этом внутренняя поверхность упора-отражателя выполнена вогнутой, кроме того, напротив окон решетки и соответственно упругих элементов клапана в упоре-отражателе выполнены отверстия для пропуска газа к клапану, а камера сгорания в передней части снабжена демпферами-повторителями детонационных импульсов, выполненными в виде стаканов, обращенных своими открытыми торцами в сторону резонансной трубы, повернутая часть которой заключена в капот в виде трубы с диффузором на входе и соплом на выходе, образующим второй контур двигателя, при этом капот с соплом и сопло резонансной трубы расположены по одной оси, а их взаимное положение вдоль нее определено из условия создания максимальной эжекции воздуха в капоте газовой струей из сопла резонансной трубы. Основной недостаток устройства - необходимость предварительного испарения жидкого горючего. В практическом устройстве предпочтительно использовать штатное жидкое горючее без его предварительной подготовки, однако значительные центробежные усилия (до 500g, где g - ускорение силы тяжести), действующие на элементы несущего винта вертолета, могут приводить к ухудшению смесеобразования в камере сгорания вследствие уноса струй жидкого топлива на стенки камеры сгорания и его растекания по стенке. Предварительное испарение жидкого горючего, предложенное в устройстве-прототипе, позволяет решить эту проблему, но существенно усложняет конструкцию и может отрицательно отразиться на безопасности эксплуатации устройства. Другие недостатки устройства: (1) необходимость использования стартового газообразного горючего; (2) необходимость применения устройства для первичного вращения лопастей; (3) нестабильность рабочего процесса, основанного на эффекте самовоспламенения горючей смеси от нагретых поверхностей, т.е. фактического калильного зажигания (см. Воинов А.Н. Сгорание в быстроходных поршневых двигателях, М. Машиностроение, 1977, 277 с.) вместо управляемого принудительного зажигания или впрыска запальной дозы легко самовоспламеняющегося топлива; (4) нестабильность рабочего процесса, вызванная отсутствием дополнительной продувки горелочного тракта воздухом для предотвращения прямого контакта холодной топливной смеси с горячими продуктами горения предыдущего цикла; (5) необходимость в образовании ударных волн высокой интенсивности для прямого инициирования детонации, что повышает требования к прочности устройства (Зельдович Я.Б., Когарко С.М., Симонов Н.Н. // ЖТФ, 1956, том 26, №8, с. 1744-1752). Кроме того, размещение двигателя вдоль лопасти винта увеличивает толщину лопасти, что снижает коэффициент полезного действия несущего винта, а расположение воздухозаборника ближе к оси несущего винта уменьшает входной напор воздуха, что ухудшает продувку горелочного тракта двигателя и его наполнение свежей горючей смесью.

Раскрытие изобретения

Задача изобретения - создание способа организации рабочего процесса в импульсно-детонационном тяговом модуле для реактивного вертолета, размещенном на конце лопасти несущего винта, который обеспечит увеличение продолжительности полета реактивного вертолета, его весовую отдачу, а также повышение безопасности его эксплуатации.

Задача изобретения - создание импульсно-детонационного тягового модуля для реактивного вертолета, размещенного на конце лопасти несущего винта, которое обеспечит увеличение продолжительности полета реактивного вертолета, его весовую отдачу, а также упрощение его конструкции и повышение безопасности его эксплуатации.

Решение поставленной задачи достигается предлагаемым: - способом организации рабочего процесса в импульсно-детонационном тяговом модуле для реактивного вертолета, размещенном на конце лопасти несущего винта, включающим подачу топлива, смешение топлива с воздухом, заполнение камеры сгорания горючей смесью, возникновение детонационной волны, расширение продуктов детонации в горелочном тракте и истечение продуктов детонации через сопло для создания реактивной тяги, в котором на горячие внутренние стенки камеры сгорания жидкое топливо подается циклически в виде струй, причем струи ориентированы так, чтобы горячие внутренние стенки камеры сгорания смачивались жидким топливом равномерно с учетом направления действия центробежных сил, а в результате термомеханического взаимодействия струй жидкого топлива с горячими внутренними стенками камеры сгорания происходит фрагментация струй с образованием капель и пленок жидкого топлива, а также паров топлива, обеспечивающих формирование детонационноспособной двухфазной горючей смеси, заполняющей горелочный тракт, а принудительное зажигание горючей смеси приводит к образованию в горелочном тракте ускоряющегося турбулентного пламени и быстрому переходу горения в детонацию, так что вся оставшаяся в горелочном тракте двухфазная горючая смесь сгорает в детонационной волне, бегущей по направлению к соплу, а после ее выхода из сопла происходит истечение продуктов детонации через сопло, сопровождающееся снижением давления в горелочном тракте до уровня давления торможения в набегающем потоке воздуха, обеспечивая тем самым условия для продувки горелочного тракта и его повторного заполнения детонационноспособной двухфазной смесью топлива и воздуха, а истекающие из сопла продукты детонации создают реактивную тягу.

Управление моментами начала и окончания процесса поступления в горелочный тракт воздуха дополнительно осуществляется действием на обратный клапан центробежной силы, возникающей при движении импульсно-детонационного модуля, установленного на конце лопасти несущего винта.

Действием центробежной силы на обратный клапан можно управлять, изменяя угол поворота клапанного узла относительно направления действия центробежной силы.

- устройством, включающим воздухозаборник с обратным клапаном, функционирующим под действием перепада давления на нем, камеру сгорания с источником зажигания, выходное устройство (сопло) и систему управления, в котором обратный клапан воздухозаборника выполнен в виде набора из обратных пластинчатых клапанов, расположенных так, что для их открытия или закрытия используется дополнительное усилие, вызванное полем центробежных сил, а к воздухозаборнику присоединен горелочный тракт, включающий камеру сгорания с дозатором топлива и источником зажигания, а также детонационную трубу с препятствиями-турбулизаторами любой известной конструкции и сопло, установленное в выходном сечении детонационной трубы, ориентированное так, чтобы создавать максимальную реактивную тягу.

Угол поворота обратного клапана относительно вектора центробежной силы можно изменять в зависимости от скорости вращения лопастей несущего винта.

Устройство может быть выполнено в виде модуля, размещенного на конце лопасти винта и содержащего несколько горелочных трактов, имеющих предпочтительно индивидуальные воздухозаборники или общий воздухозаборник

Краткое описание чертежей

На фиг. 1 приведена схема заявляемого устройства. На фиг. 1 обозначено: 1 - воздухозаборник, 2 - обратный клапан, 3 - горелочный тракт, 4 - камера сгорания, 5 - дозатор топлива, 6 - источник зажигания, 7 - детонационная труба с препятствиями-турбулизаторами, 8 - сопло, В - поток воздуха, ДВ - детонационная волна, ТП - пристеночная топливная пленка, ТС - топливная струя.

На фиг. 2 приведены примеры компоновочных схем устройства, размещенного на конце лопасти винта: а - однотрубная S-образная схема, круглое сечение детонационной трубы; б - двухтрубная S-образная схема, круглое сечение детонационной трубы; в -двойная двухтрубная S-образная схема, овальное сечение детонационной трубы; г - многотрубная прямолинейная схема, прямоугольное сечение детонационной трубы. На фиг. 2 обозначено: a, b, c, d - характерные размеры.

Осуществление изобретения

Устройство (фиг. 1), размещенное на конце лопасти несущего винта и снабженное системой управления (на фиг. не показана), состоит из воздухозаборника (1) с обратным клапаном (2) и горелочного тракта (3), включающего камеру сгорания (4) с дозатором топлива (5) и источником зажигания (6), детонационную трубу (7) с препятствиями-турбулизаторами (на фиг. не показаны) и с установленным в ее выходном сечении соплом (8).

Примеры вариантов компоновки модуля устройства, размещаемого на конце лопасти винта приведены на фиг. 2.

Предлагаемое устройство работает следующим образом.

Рабочий цикл устройства начинается с момента открытия обратного клапана (2) под действием перепада давления на обратном клапане (2). При этом атмосферный воздух через воздухозаборник (1) поступает в камеру сгорания (4), где воздух интенсивно перемешивается с топливом, впрыскиваемым в камеру сгорания (4) с помощью дозатора топлива (5). Во избежание контакта свежей топливно-воздушной смеси с горячими продуктами детонации предыдущего цикла, подача топлива через дозатор топлива (5) начинается с некоторой временной задержкой по отношению к моменту открытия обратного клапана (2), т.е. между продуктами детонации предыдущего цикла и свежей топливно-воздушной смесью имеется слой продувочного воздуха. Жидкое топливо подается на горячие внутренние стенки камеры сгорания (4) в виде струй, причем струи ориентированы так, чтобы горячие внутренние стенки камеры сгорания (4) смачивались жидким топливом равномерно с учетом направления действия центробежных сил, а в результате термомеханического взаимодействия струй жидкого топлива с горячими внутренними стенками камеры сгорания (4) происходит фрагментация струй с образованием капель и пленок жидкого топлива, а также паров топлива, обеспечивающих формирование детонационноспособной двухфазной горючей смеси, заполняющей горелочный тракт (3). После заполнения горелочного тракта (3) горючей смесью, происходит ее принудительное зажигание в камере сгорания (4) при помощи источника зажигания (6), что приводит к повышению давления в камере сгорания (4), вследствие чего обратный клапан (2) закрывается и подача топлива прекращается, и к образованию в горелочном тракте (3) ускоряющегося турбулентного пламени и быстрому переходу горения в детонацию, так что вся оставшаяся в горелочном тракте (3) двухфазная горючая смесь сгорает в детонационной волне, бегущей по направлению к соплу (8), а после ее выхода из сопла (8) происходит истечение продуктов детонации через сопло (8), при этом на внутренней поверхности закрытого обратного клапана (2) поддерживается избыточное статическое давление, которое и создает силу, действующую навстречу набегающему воздушному потоку - силу тяги. Истечение продуктов детонации сопровождается снижением давления в горелочном тракте (3) до уровня давления торможения в набегающем потоке воздуха, обеспечивая тем самым условия для открытия обратного клапана (2), продувки горелочного тракта (3) и его повторного заполнения детонационноспособной двухфазной горючей смесью.

В условиях старта при нулевой начальной скорости несущего винта вертолета заявляемое устройство функционирует с низкой рабочей частотой, определяемой скоростью заполнения горелочного тракта (4) атмосферным воздухом, благодаря разрежению, вызванному истечением продуктов горения и детонации через сопло (8). После начала вращения лопастей винта скорость набегающего потока увеличивается, допуская повышение рабочей частоты и тяги, достаточной для взлета вертолета и набора высоты, причем рабочая частота устройства может принимать любое значение, например, заданное системой управления, но не превышающее некоторое максимальное значение, определяемое скоростью и высотой полета вертолета. Последнее связано с тем, что условия полета определяют преддетонационное расстояние и, следовательно, минимальную степень заполнения горелочного тракта (3) горючей смесью.

При использовании штатного жидкого топлива старту вертолета предшествует предстартовый разогрев горелочного тракта (3), при котором в нескольких начальных рабочих циклах используется не детонационный, а дефлаграционный режим горения с частичным заполнением горелочного тракта (3) горючей смесью, обеспечивающим полное сгорание топлива. Для повышения надежности запуска заявляемого устройства при нулевой начальной скорости несущего винта вертолета можно использовать любую известную систему раскрутки вала, например, автомобильного типа.

Приводим пример осуществления изобретения в части организации рабочего процесса в устройстве в условиях полета.

Опытный образец имеет воздухозаборник с обратным клапаном лепесткового типа, камеру смешения и камеру сгорания квадратного сечения 100×100 мм, выполненные из алюминия марки АД31. Для подачи керосина в камеру смешения использовали две форсунки непосредственного впрыска BOSCH, установленные под углом 45° к оси камеры смешения. Секции ускорения пламени с препятствиями-турбулизаторами и гладкая детонационная секция детонационной трубы выполнены из нержавеющей стали 12Х18Н9Т (труба 100×1 мм). Препятствия-турбулизаторы также выполнены из нержавеющей стали. Набегающий воздушный поток получали с помощью турбовоздуходувки SCL-K11TS, обеспечивающей скорость потока от 20 до 100 м/с по схеме со свободной струей. Скорость набегающего воздушного потока измеряли с помощью трубки Пито, установленной в канале подачи воздуха. При включении и выключении воздуха определяли нулевую линию тяги и аэродинамическое сопротивление устройства. Для подачи керосина использовали вытеснительную систему с топливным баком объемом 3 л, установленным на весах. В качестве вытесняющего газа использовали азот с давлением вытеснения до 70 атм. В системе подачи топлива установлен датчик давления.

Система диагностики рабочего процесса включала два ионизационных зонда, низкочастотный датчик давления и датчик тяги. По двум ионизационным зондам, установленным в гладкой секции детонационной трубы на расстоянии 330 мм друг от друга, определяли наличие детонации и (косвенно) степень заполнения трубы горючей смесью. По датчику давления, установленному непосредственно за обратным клапаном, определяли динамику изменения давления на тяговой стенке (при закрытом обратном клапане), а также оценивали тяговое усилие, создаваемое устройством. Непосредственное измерение тяги, создаваемой устройством, производилось датчиком тяги Тензо-М Т2-200, установленным на тяговом столе испытательного стенда ИХФ РАН.

Испытания устройства проведены для условий, близких к скорости набегающего потока при крейсерской скорости движения вертолета (70 м/с). Установлено, что в этих условиях эффективная тяга устройства положительна и возрастает с увеличением расхода топлива и рабочей частоты. Максимальное значение эффективной тяги (F = 180-200 Н) достигается при рабочей частоте f = 8 Гц. Удельный импульс при работе устройства при изменении частоты от 5 до 10 Гц с соответствующим изменением расхода топлива составляет 1000-1200 с.

Таким образом, в результате испытаний подтверждена работоспособность концепции устройства, обеспечивающего положительную тягу в условиях полета с крейсерской скоростью (соответствует скорости набегающего потока воздуха около 70 м/с).

1. Способ организации рабочего процесса в импульсно-детонационном тяговом модуле для реактивного вертолета, размещенном на конце лопасти несущего винта, включающий подачу топлива, смешение топлива с воздухом, заполнение камеры сгорания горючей смесью, возникновение детонационной волны, расширение продуктов детонации в горелочном тракте и истечение продуктов детонации через сопло для создания реактивной тяги, отличающийся тем, что на горячие внутренние стенки камеры сгорания жидкое топливо подается циклически в виде струй, причем струи ориентированы так, чтобы горячие внутренние стенки камеры сгорания смачивались жидким топливом равномерно с учетом направления действия центробежных сил, а в результате термомеханического взаимодействия струй жидкого топлива с горячими внутренними стенками камеры сгорания происходит фрагментация струй с образованием капель и пленок жидкого топлива, а также паров топлива, обеспечивающих формирование детонационно-способной двухфазной горючей смеси, заполняющей горелочный тракт, а принудительное зажигание горючей смеси приводит к образованию в горелочном тракте ускоряющегося турбулентного пламени и быстрому переходу горения в детонацию, так что вся оставшаяся в горелочном тракте двухфазная горючая смесь сгорает в детонационной волне, бегущей по направлению к соплу, а после ее выхода из сопла происходит истечение продуктов детонации через сопло, сопровождающееся снижением давления в горелочном тракте до уровня давления торможения в набегающем потоке воздуха, обеспечивая тем самым условия для продувки горелочного тракта и его повторного заполнения детонационно-способной двухфазной смесью топлива и воздуха, а истекающие из сопла продукты детонации создают реактивную тягу.

2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что управление моментами начала и окончания процесса поступления в горелочный тракт воздуха дополнительно осуществляется действием на обратный клапан центробежной силы, возникающей при движении импульсно-детонационного модуля, установленного на конце лопасти несущего винта.

3. Способ по п. 2, отличающийся тем, что действием центробежной силы на обратный клапан можно управлять, изменяя угол поворота клапанного узла относительно направления действия центробежной силы.

4. Импульсно-детонационный тяговый модуль реактивного вертолета, включающий воздухозаборник с обратным клапаном, функционирующим под действием перепада давления на нем, камеру сгорания с источником зажигания, выходное устройство (сопло) и систему управления, отличающийся тем, что обратный клапан воздухозаборника выполнен в виде набора из обратных пластинчатых клапанов, расположенных так, что для их открытия или закрытия используется дополнительное усилие, вызванное полем центробежных сил, а к воздухозаборнику присоединен горелочный тракт, включающий камеру сгорания с дозатором топлива и источником зажигания, а также детонационную трубу с препятствиями-турбулизаторами любой известной конструкции и сопло, установленное в выходном сечении детонационной трубы, ориентированное так, чтобы создавать максимальную реактивную тягу.

5. Модуль по п. 4, отличающийся тем, что угол поворота обратного клапана относительно вектора центробежной силы можно изменять в зависимости от скорости вращения лопастей несущего винта.

6. Модуль по п. 4, отличающийся тем, что устройство может быть выполнено в виде модуля, размещенного на конце лопасти винта и содержащего несколько горелочных трактов, имеющих предпочтительно индивидуальные воздухозаборники или общий воздухозаборник.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к технике, преимущественно военной, а именно к двигателям летательных аппаратов, и может быть использовано, вероятнее всего, в двигателя небольших беспилотных летательных аппаратов.

Группа изобретений относится к технике, преимущественно военной, а именно к двигателям летательных аппаратов. Форсирование двухконтурного эжекторного пульсирующего воздушно-реактивного двигателя заключается в подаче топлива в аэродинамический клапан второго контура, последующем его струйном перемешивании с топливом в камере сгорания и поджиге.

Реактивный двигатель на несущем винте можно отнести к модели для беспилотников. Реактивный двигатель на несущем винте имеет сопло, составлен из нескольких соединенных каналами зажигания в замкнутый по кругу контур пульсирующих воздушно-реактивных двигателей.

Изобретение относится к энергоустановкам на химическом топливе. Способ формирования непрерывной детонации в камере сгорания двигателя заключается в формировании камеры сгорания двигателя, содержащей неодносвязный объем Ω, в котором имеется замкнутая кривая ω, проходящая через точки, наиболее удаленные от противоположных стенок камеры сгорания двигателя.

Способ двухконтурной продувки пульсирующего воздушно-реактивного двигателя заключается в подаче воздуха через клапан, последующем его перемешивании с топливом и поджиге.

Способ двухконтурной продувки пульсирующего воздушно-реактивного двигателя заключается в подаче воздуха через клапан, последующем его перемешивании с топливом и поджиге.

Способ детонационного сжигания топливных смесей включает раздельную подачу топлива и воздуха в камеру сгорания и инициирование детонационного горения образующейся смеси.

Способ реализации циклического детонационного сгорания в пульсирующем воздушно-реактивном двигателе заключается в продувке камеры сгорания из трубчатых аэродинамических клапанов, подаче топлива и последующем его воспламенении от остаточных продуктов сгорания и воспламенении топливо-воздушной смеси от продуктов сгорания, возвращающихся внутрь камеры сгорания из резонаторной трубы на цикле всасывания.

Изобретение относится к области машиностроения и может использоваться в двигателях различного назначения. .

Изобретение относится к машиностроению, в частности к конструкции устройств получения тяги с резонансными камерами сгорания. Регулируемое пульсирующее газодинамическое детонационное резонаторное выходное устройство для получения тяги содержит газодинамический резонатор, полость которого сообщена с каналом подвода воздуха через кольцевое сопло, камеру формирования горючей смеси, с подключенными к ней элементами подачи топлива, и выходом, сообщенным с полостью газодинамического резонатора.

Изобретения относятся к турбореактивному двигателю и способу его работы. Одновальный двухконтурный турбореактивный двигатель содержит компрессор, турбину, основную непрерывно-детонационную камеру сгорания с каналами подачи топлива, топливными форсунками и инициатором детонации, газодинамический успокоитель, сопловой аппарат и турбину.

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для создания импульсных ракетных двигателей систем ориентации космических аппаратов и старта с поверхности и посадки на планеты с малой гравитацией, например Луну.

Способ создания реактивной тяги бесклапанного пульсирующего воздушно-реактивного двигателя может быть применен в двигателях летательных аппаратов. Способ включает циклический выброс продуктов сгорания и всасывание атмосферного воздуха во впускном канале с осуществлением одновременной генерации двух кольцевых вихрей разнонаправленной закрутки, которую осуществляют в передней части камеры сгорания на цикле расширения потока продуктов сгорания, идущего в направлении входного канала.

Изобретение относится к способам функционирования сверхзвуковых пульсирующих детонационных прямоточных воздушно-реактивных двигателей, преимущественно при полете с числом Маха больше 6.

Система для поддержания непрерывной детонационной волны содержит кольцевую камеру сгорания и систему получения нестационарной плазмы. Система получения нестационарной плазмы расположена по отношению к камере сгорания таким образом, чтобы поддерживать вращающуюся детонационную волну путем генерирования высоковольтных импульсов низкой энергии в кольцевой камере сгорания.

Пульсирующая детонационная установка для создания силы тяги содержит корпус, внутри которого установлен насадок с полузамкнутой детонационной камерой, систему подачи окислителя.

Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано для создания тяги на летательных аппаратах. .

Изобретение относится к технике, преимущественно военной, а именно к двигателям летательных аппаратов, и может быть использовано вероятнее всего в качестве двигателя небольших беспилотных летательных аппаратов, таких как беспилотные разведчики, летающие мишени и т.п., а также в качестве сбрасываемых дополнительных двигателей.

Изобретение относится к технике, преимущественно военной, а именно к двигателям летательных аппаратов, и может быть использовано, вероятнее всего, в качестве двигателя небольших беспилотных летательных аппаратов, таких как беспилотные разведчики, летающие мишени и т.п., а также в качестве сбрасываемых дополнительных двигателей.

Способ повышения тягово-экономических характеристик сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя включает сжатие сверхзвукового воздушного потока, перетекающего в его проточный тракт, многоскачковой поверхностью торможения воздухозаборного устройства, подачу воздушного потока по проточному тракту в камеру сгорания, подачу топлива в камеру сгорания и сброс продуктов сгорания топлива через реактивное сопло.

Изобретение относится к воздушно-реактивным двигателям, устанавливаемым на концах лопастей несущего винта реактивного вертолета. Предложен способ организации рабочего процесса в импульсно-детонационном тяговом модуле для реактивного вертолета, размещенном на конце лопасти несущего винта, включающий подачу топлива, смешение топлива с воздухом, заполнение камеры сгорания горючей смесью, возникновение детонационной волны, расширение продуктов детонации в горелочном тракте и истечение продуктов детонации через сопло для создания реактивной тяги, в котором на горячие внутренние стенки камеры сгорания жидкое топливо подается циклически в виде струй, причем струи ориентированы так, чтобы горячие внутренние стенки камеры сгорания смачивались жидким топливом равномерно с учетом направления действия центробежных сил, а в результате термомеханического взаимодействия струй жидкого топлива с горячими внутренними стенками камеры сгорания происходит фрагментация струй с образованием капель и пленок жидкого топлива, а также паров топлива, обеспечивающих формирование детонационно-способной двухфазной горючей смеси, заполняющей горелочный тракт, а принудительное зажигание горючей смеси приводит к образованию в горелочном тракте ускоряющегося турбулентного пламени и к быстрому переходу горения в детонацию, так что вся оставшаяся в горелочном тракте двухфазная горючая смесь сгорает в детонационной волне, бегущей по направлению к соплу, а после ее выхода из сопла происходит истечение продуктов детонации через сопло, сопровождающееся снижением давления в горелочном тракте до уровня давления торможения в набегающем потоке воздуха, обеспечивая тем самым условия для продувки горелочного тракта и его повторного заполнения детонационно-способной двухфазной смесью топлива и воздуха, а истекающие из сопла продукты детонации создают реактивную тягу. Предложенный способ реализован в устройстве, включающем воздухозаборник с обратным клапаном, камеру сгорания с источником зажигания, выходное устройство и систему управления, в котором к воздухозаборнику присоединен горелочный тракт, включающий камеру сгорания с дозатором топлива и источником зажигания, а также детонационную трубу с препятствиями-турбулизаторами и сопло, установленное в выходном сечении детонационной трубы. Предложенное устройство обеспечивает положительную тягу в условиях полета с крейсерской скоростью. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 5 ил.

Наверх