Детонационная камера пульсирующего воздушно-реактивного двигателя

 

Изобретение относится к пульсирующим воздушно-реактивным двигателям с резонансными камерами сгорания. Детонационная камера состоит из корпуса 1 и инициаторов детонации 2. Корпус представляет собой желоб 3, расширяющийся от дна к открытому краю и разделенный перегородками 4 на множество секций, каждая из которых снабжена инициатором детонации. Форма перегородок выбирается такой, что секция имеет вид четырехгранного раструба 5, расширяющегося в направлении движения потока, а в перегородках и стенках камеры выполнены отверстия 6 для прохода воздуха и горючей смеси. Управление работой двигателя осуществляется электронной системой управления 9, связанной с инициаторами детонации. Конструкция камеры позволяет управлять как величиной, так и направлением вектора тяги двигателя, как ступенчато, так и плавно, как в узлах, так и в широких пределах. Это достигается или изменением количества рабочих секций камеры, или изменением частоты детонационных процессов, или асимметричным включением рабочих секций. 1 ил.

Изобретение относится к пульсирующим воздушно-реактивным двигателям детонационного горения (ПДГГ).

Примером такого двигателя может служить известное устройство [1].

Наиболее близким к заявляемому устройству как по принципу действия, так и по техническому исполнению является камера двигателя, представляющая собой замкнутый желоб [2].

Недостаток двигателя, снабженного такой камерой, состоит в том, что ввиду сравнительно малой скорости заполнения камеры свежей горючей смесью длительность периода истечения продуктов детонации, когда двигатель создает тягу, мала по сравнению с продолжительностью всего цикла заполнение - детонация - истечение. По этой причине для получения достаточно высокого среднего уровня тяги (осредненного по времени) необходимы очень большие пиковые ее значения, что крайне неблагоприятно сказывается на летательном аппарате. Выходом могло бы служить использование известного принципа пакетирования, т. е. применение многокамерной конструкции, часто практикуемое в авиационных и ракетных двигателях. Такое решение позволяет за счет последовательного срабатывания камер, т.е. за счет увеличения частоты следования импульсов, значительно уменьшить их амплитуду при сохранении требуемого среднего уровня тяги. Одновременно уменьшение размеров камер облегчает решение задачи инициирования детонации в них, а наличие множества камер, смещенных относительно продольной оси летательного аппарата, позволяет создавать управляющие моменты, отключая какую-то часть камер и форсируя другую их часть. Однако многокамерная конструкция, состоящая из множества соединенных между собой цилиндрических детонационных камер, имела бы плохие массовые характеристики. Кроме того, в ней недостаточно эффективно используется площадь поперечного сечения двигателя, что приводит к увеличению его поперечных размеров и ухудшению экономичности.

Задача изобретения состоит в улучшении тяговых массовых и габаритных характеристик двигателя. Решить данную задачу можно за счет изменения конструкции его детонационной камеры.

Поставленная задача достигается применением детонационной камеры, корпус которой представляет собой желоб, разделенный перегородками на множество секций, причем форма перегородок такова, что секция имеет вид четырехгранного раструба, расширяющегося в направлении движения потока, в перегородках и стенках камеры выполнены отверстия для прохода воздуха и горючей смеси, а каждая секция снабжена инициатором детонации, электрически связанным с электронной системой управления двигателем и сообщающимся через запорный клапан с источником легко детонирующего газа.

На чертеже показана предлагаемая камера.

Детонационная камера двигателя состоит из двух основных частей: корпуса 1 и инициатора детонации 2.

Корпус 1 является основным силовым элементом камеры. Он представляет собой желоб 3 кольцевой или другой формы, расширяющийся от дна к открытому краю. Внутренний объем желоба 3 разделен на автономные рабочие секции перегородками 4. Форма перегородок такова, что каждая секция имеет вид четырехгранного раструба 5, расширяющегося в направлении движения потока. Для прохода воздуха и горючей смеси как в перегородках, так и в стенках камеры выполнены отверстия 6.

Каждая секция снабжена инициатором детонации 2, сообщающимся через запорный клапан 7 с источником легко детонирующего вещества, например ацетилена. Управление работой инициатора осуществляется посредством электронного блока 9 системы автоматического управления двигателем.

Работает детонационная камера следующим образом.

Для обеспечения заданной программы работы двигателя команда от системы автоматического управления 9 одновременно подается на систему подачи воздуха и горючей смеси (на чертеже показаны только отверстия для их подачи во внутренний объем камеры) и на запорный клапан 7 инициатора 2. Воздух и горючая смесь подаются или во все рабочие секции камеры или только в часть из них.

При поступлении электрического сигнала в инициатор 2 в нем формируется детонационный импульс, который в свою очередь возбуждает детонацию в рабочей секции. Истечение из нее продуктов детонации происходит через четырехгранный расширяющийся раструб, что способствует увеличению скорости истечения, а следовательно, и силы тяги двигателя. После завершения истечения продуктов детонации из внутренней полости секции процесс повторяется вновь с заданной частотой.

Достичь полученный эффект для данного типа двигателей за счет применения известных технических решений без ухудшения их массовых и габаритных характеристик не представляется возможным.

Кроме того, оперативное управление работой двигателя позволяет изменять как величину, так и направление вектора тяги. Изменение величины тяги двигателя может осуществляться или за счет изменения количества одновременно работающих секций (ступенчатое изменение), или за счет изменения частоты детонационных процессов, проходящих в рабочих секциях камеры по команде системы автоматического управления 9.

Изменение направления вектора тяги двигателя может осуществляться или за сет асимметричного включения рабочих секций, или за счет изменения частоты детонационных процессов в симметрично расположенных рабочих секциях камеры.

Кроме того, введение обратных связей по угловому положению летательного аппарата позволит автоматически ликвидировать отклонения, возникающие под действием внешних возмущающих факторов.

Формула изобретения

Детонационная камера пульсирующего воздушно-реактивного двигателя, включающая корпус и инициаторы детонации, причем корпус представляет собой замкнутый желоб, отличающаяся тем, что желоб разделен перегородками на множество секций, каждая из которых снабжена инициатором детонации, электрически связанным с электронной системой управления двигателем и сообщающимся через запорный клапан с общим источником легко детонирующего вещества, причем форма перегородок такова, что секция имеет вид четырехгранного раструба, расширяющегося в направлении движения потока, а в перегородках и стенках камеры выполнены отверстия для прохода воздуха и горючей смеси.

РИСУНКИ

Рисунок 1



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано в качестве механического колебательного контура для программного управления режимом работы спаренного пульсирующего воздушно-реактивного двигателя (ПуВРД), исполнительным элементом которого является газодинамический маятник (ГДМ)

Изобретение относится к реактивным двигательным установкам, а также к устройствам управления положением летательного аппарата в воздухе

Изобретение относится к пульсирующим воздушно-реактивным двигателям с резонансной камерой сгорания

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к летательным аппаратам с пульсирующими воздушно-реактивными двигателями

Изобретение относится к машиностроению и позволяет повысить эффективность

Изобретение относится к области реактивных двигателей, а более конкретно к реактивным двигателям, обеспечивающим в одном агрегате создание подъемной силы для вертикального подъема и тяги для горизонтального движения

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к ракетным двигательным установкам

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

Изобретение относится к технике, а конкретно к двигателям летательных аппаратов

Изобретение относится к области реактивного двигателестроения и электроэнергетики и позволяет повысить эффективность энергосиловых установок, используемых на летательных аппаратах и мобильных комплексах

Изобретение относится к пульсирующим детонационным двигателям, в которых используется магнитогидродинамическое управление потоком

Изобретение относится к области авиастроения и может быть использовано при проектировании летательных аппаратов различного назначения, в двигателестроении самолетов

Изобретение относится к машиностроению, преимущественно к двигателестроению, и может быть использовано для создания тяги на летательных аппаратах, других транспортных средствах, а также в энергетических установках

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано в аппаратах вертикального взлета, использующих пульсирующие воздушно-реактивные двигатели (далее ПуВРД)

Изобретение относится к пульсирующим воздушно-реактивным двигателям с резонансными камерами сгорания

Наверх