Патенты автора Копченов Валерий Игоревич (RU)
Способ инициирования импульсной детонации // 2659415
Изобретение относится к способам детонационного сжигания топлива и может быть использовано для инициирования импульсной детонации в топливно-воздушной смеси в энергетических установках, импульсных детонационных двигателях. Способ инициирования импульсной детонации топливно-воздушной смеси заключается в том, что генерируют первичную ударную волну и затем оказывают малое энергетическое воздействие на топливно-воздушную смесь перед фронтом лидирующей ударной волны. В качестве малого энергетического воздействия используют воздействие селективным лазерным излучением, при поглощении которого молекулы кислорода смеси переходят в состояние синглет-дельта O2(a1Δg) и ускоряют химические реакции горения топлива, причем воздействуют лазерным излучением на топливно-воздушную смесь в локальных областях перед фронтом лидирующей ударной волны с опережением по времени меньшим, чем время релаксации кислорода в состоянии синглет-дельта O2(a1Δg), в момент, когда скорость лидирующей ударной волны меньше скорости детонации в режиме Чепмена-Жуге в топливно-воздушной смеси, а энергию лазерного излучения устанавливают из условия достаточности для увеличения скорости лидирующей ударной волны с переходом к нестационарному колебательному режиму детонации. Технический результат - снижение докритической энергии инициирования импульсной детонации в топливно-воздушной смеси ниже, чем при последовательном зажигании горючей смеси электрическими разрядами. 1 ил.
Способ организации воспламенения и горения топлива в гиперзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе высокоскоростного летательного аппарата, содержащего камеру сгорания, заключается в подаче горючего со сверхзвуковой скоростью через систему пилонов, обтекаемых кислородом, например, в составе воздуха. Затем воспламеняют топливовоздушную смесь, инициируя цепной механизм горения и энерговыделение в проточном тракте камеры. На границе раздела воздуха и горючего, по меньшей мере на выходе одного из пилонов, формируют струю холодной кислородной плазмы определенного поперечного размера, воздействуя на кислород электрическим разрядом с определенной величиной удельного энерговклада и приведенной напряженностью электрического поля. Изобретение направлено на снижение длины зоны воспламенения и зоны энерговыделения, увеличение тяги гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя, снижение затрат энергии на процесс инициирования горения. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.
Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит сверхзвуковой воздухозаборник, сверхзвуковую камеру сгорания, выходное сверхзвуковое сопло, обечайку, регулятор давления подачи топлива, устройство подачи топлива в двигатель, источник лазерного излучения и оптическую систему. Воздухозаборник, камера сгорания и сопло образуют газовый тракт двигателя. Источник лазерного излучения выполнен с возможностью генерации излучения на заданной частоте, резонансно совпадающей с частотой линии поглощения молекулярного кислорода из основного электронного состояния в возбужденное метастабильное состояние. Устройство подачи топлива в двигатель сделано в виде вертикального набора пилонов и установлено поперечно в тракте двигателя. Оптическая система размещена в тракте после устройства подачи топлива и включает, по меньшей мере, одну пару противоположно расположенных поперечно тракту, отражателей излучения с образованием между отражателями зоны сканирования излучения. На одном из отражателей установлен питающий волновод источника лазерного излучения. Устройство подачи топлива установлено в тракте воздухозаборника. В каждом пилоне выполнены топливный канал, буферная топливная емкость и сопло инжектора, сопряженные гидравлически между собой. Регулятор давления подачи топлива соединен магистралями с топливными каналами каждого пилона. Пары отражателей излучения оптической системы расположены за соплами инжекторов одного или нескольких пилонов с возможностью образования отдельных зон сканирования. Нижняя граница каждой зоны сканирования расположена над верхней задней кромкой сопла инжектора соответствующего пилона и направлена от сопла инжектора к выходу камеры сгорания с площадью сканирования, определяемой в соответствии с выражением, защищаемым настоящим изобретением. Изобретение позволяет уменьшить время задержки и температуру воспламенения топливовоздушной смеси, повысить полноту сгорания топливовоздушной смеси. 5 з.п. ф-лы, 13 ил.
Изобретение относится к авиационному двигателестроению, а именно к гиперзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателям (ГПВРД)
Изобретение относится к двигателестроению, а точнее к способу организации горения в гиперзвуковом прямоточном реактивном двигателе и гиперзвуковому прямоточному воздушно-реактивному двигателю с горением в наклонной детонационной волне
ИМПУЛЬСНЫЙ ДЕТОНАЦИОННЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ // 2442008
Изобретение относится к двигателестроению, а точнее к импульсному детонационному ракетному двигателю
