Пульсирующий детонационный двигатель



Владельцы патента RU 2432483:

Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) (RU)

Изобретение относится к силовым установкам для получения тяги и обеспечения движения летательных аппаратов различного назначения. Пульсирующий детонационный двигатель содержит корпус, кольцевой воздухозаборник с центральным телом, полузамкнутую детонационную камеру сгорания, инициатор детонации, сопловой аппарат, топливную систему и систему управления. Кольцевой воздухозаборник имеет острую пилообразную входную кромку. В сопловом аппарате на выходе полузамкнутой детонационной камеры установлена система магнитогидродинамического управления фронтом выходной детонационной волны. Изобретение улучшает равномерность поля давления по сечению кольцевого канала воздухозаборника, повышает устойчивость работы двигателя и его тягу. 1 ил.

 

Изобретение относится к силовым установкам для получения тяги и обеспечения движения летательных аппаратов различного назначения.

Известен пульсирующий двигатель детонационного горения (патент RU №2282044, МПК F02K 7/04, 20/08/2006), содержащий корпус, камеру сгорания, кольцевой канал с входом и выходом, кольцевое сопло для подачи топливной смеси, преобразователь химической энергии топливной смеси в виде газодинамического резонатора, механизм инициирования детонации и сопло двигателя.

Недостатком известного устройства являются повышенные гидравлические потери в воздушном тракте двигателя.

Известен способ организации детонационного режима горения в камере сгорания сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя (патент RU №2285143, МПК F02K 7/10, 10.10.2006), включающий подачу топливно-воздушной газовой смеси в камеру сгорания двигателя, генерирование внутренних ударных волн в проточной части камеры сгорания, детонационное горение смеси в камере сгорания с последующим расширением продуктов детонации в сопле.

Недостатком известного способа организации детонационного режима горения в камере сгорания двигателя является сложность согласования подачи топливно-воздушной смеси, инициирования детонации и обеспечения устойчивости режима детонационного горения.

Известен также пульсирующий детонационный двигатель с магнитогидродинамическим управлением потоком (варианты) и способ управления детонацией (патент US №2287713, МПК F02K 7/02, F03H 1/00, H02K 44/08, 20.11.2006), содержащий трубу с открытым входом и выходом, между которыми расположена система поджига. На входе труба имеет систему ввода в трубу топливно-воздушной смеси. Для управления детонацией в трубе между вводом топливно-воздушной смеси и системой поджига установлена система магнитогидродинамического управления потоком.

Недостатком пульсирующего детонационного двигателя с магнитогидродинамическим управлением потоком являются потери электромагнитного поля на рассеяние детонационного фронта, распространяющегося вперед ко входу двигателя.

Наиболее близким из известных технических решений к предлагаемому детонационному двигателю является принятый за прототип гиперзвуковой пульсирующий детонационный двигатель и способ его функционирования (патент RU №2347097, МПК F02K 7/02, 20.02.2007), содержащий корпус, кольцевой воздухозаборник с центральным телом, полузамкнутую детонационную камеру сгорания, инициатор детонации, сопловой аппарат, топливную систему и систему управления. Причем полузамкнутая детонационная камера сгорания сформирована торцевой стенкой центрального тела и внутренней стенкой соплового аппарата, а кольцевой канал воздухозаборника соединен с полузамкнутой детонационной камерой сгорания регулируемым кольцевым щелевым соплом.

Недостатком известного технического решения является неустойчивая работа двигателя при наличии скоса потока на входе кольцевого воздухозаборника.

Задачей заявленного изобретения является создание пульсирующего детонационного двигателя с устойчивой работой на всех режимах полета.

Технический результат, получаемый при осуществлении изобретения, заключается в улучшении равномерности поля давления в канале кольцевого воздухозаборника, повышении устойчивости работы и тяги пульсирующего детонационного двигателя.

Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что в предлагаемом пульсирующем детонационном двигателе, содержащем корпус, кольцевой воздухозаборник с центральным телом, полузамкнутую детонационную камеру сгорания, инициатор детонации, сопловой аппарат, топливную систему и систему управления, кольцевой воздухозаборник имеет острую пилообразную входную кромку, а в сопловом аппарате на выходе полузамкнутой детонационной камеры установлена система магнитогидродинамического управления фронтом выходной детонационной волны.

Схема предлагаемого пульсирующего детонационного двигателя показана на фигуре.

Пульсирующий детонационный двигатель содержит корпус 1, кольцевой воздухозаборник 2, полузамкнутую детонационную камеру сгорания 3, сопловой аппарат 4 и систему управления 5. Центральным телом кольцевого воздухозаборника 2 является корпус 1 с топливным баком 6, теплообменником 7 и активной теплозащитой 8. Полузамкнутая детонационная камера сгорания 3 сформирована внешней поверхностью торцевой стенки 9 с регулируемой перфорацией и внутренней стенкой соплового аппарата 4, а кольцевой воздухозаборник 2 соединен с полузамкнутой детонационной камерой сгорания 3 регулируемым щелевым соплом 10. По оси камеры 3 на торцевой стенке 9 расположен инициатор детонации 11. Кольцевой воздухозаборник имеет острую пилообразную входную кромку 12 с углом при вершине 45±30°, обеспечивающую некритичность к скосам потока и небольшое лобовое сопротивление, а в сопловом аппарате 4 на выходе полузамкнутой детонационной камеры 3 установлена система 13 магнитогидродинамического управления фронтом выходной детонационной волны.

Описываемый пульсирующий детонационный двигатель функционирует следующим образом.

Поток воздуха тормозится в канале воздухозаборника 2 с повышением давления и температуры. В камеру сгорания 3 топливно-воздушную смесь с коэффициентом избытка кислорода более 0,85 подают через кольцевое щелевое сопло 10, а топливно-воздушную смесь с коэффициентом избытка кислорода менее 0,1 вводят через торцевую стенку 9 с регулируемой перфорацией. В результате сталкивания струй в центре полузамкнутой детонационной камеры 3 формируют систему ударных волн и топливно-воздушную смесь, способную детонировать, инициируют детонацию и движение фронта пересжатой детонационной волны через сопловой аппарат 4. При этом осевое магнитное поле системы магнитогидродинамического управления фронтом 13 затягивает процесс размывания фронта выходной детонационной волны, сохраняет его плоским, увеличивает осевую составляющую скорости потока и тягу двигателя.

Полезность предлагаемого изобретения и положительный эффект от его использования заключается в улучшении равномерности поля давления по сечению канала кольцевого воздухозаборника при скосах потока на входе в диапазоне ±15°, повышении устойчивости работы двигателя и его тяги.

Пульсирующий детонационный двигатель, содержащий корпус, кольцевой воздухозаборник с центральным телом, полузамкнутую детонационную камеру сгорания, инициатор детонации, сопловой аппарат, топливную систему и систему управления, отличающийся тем, что кольцевой воздухозаборник имеет острую пилообразную входную кромку, а в сопловом аппарате на выходе полузамкнутой детонационной камеры установлена система магнитогидродинамического управления фронтом выходной детонационной волны.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области реактивной техники, в том числе к воздушно-реактивным двигателям, и может быть использовано при разработке летательных аппаратов различных классов и назначения с дешевыми экономичными воздушно-реактивными двигателями, создающими пониженные вибрации.

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 зенитные, авиационные и тактические ракеты, 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 аппарата вертикального взлета и посадки.

Изобретение относится к машиностроению, преимущественно к силовым и энергетическим установкам, и может быть использовано для получения тяги. .

Изобретение относится к пульсирующим воздушно-реактивным двигателям детонационного горения и может быть использовано, например, в качестве двигателя газореактивного электрогенератора или летательного аппарата с дозвуковыми скоростями полета, в частности вертолета.

Изобретение относится к способам и средствам для получения тяги и может быть использовано в конструкциях двигателей различного назначения. .

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к устройству ракетных двигателей, в которых для ускорения отбрасываемой массы газообразного рабочего тела и создания реактивной тяги используется тепловая энергия, получаемая на борту двигательной установки, например, с помощью ядерного реактора, концентратора солнечного излучения или другого первичного источника энергии.

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано для создания тяги как на летательных аппаратах, так и на других транспортных средствах, а также в стационарных энергоустановках для создания крутящего момента.

Изобретение относится к импульсному устройству для сжигания топлива и способу акустического спекания микрочастиц, образующихся при сгорании топлива, так чтобы эти частицы можно было удалить из потока продуктов сгорания.

Изобретение относится к импульсным детонационным воздушно-реактивным и ракетным двигателям и может быть использовано в качестве двигателя летательных аппаратов, а также в качестве двигателя газореактивного электрогенератора

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 зенитные, авиационные и тактические ракеты, беспилотные разведчики, летающие мишени, 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 зенитные, авиационные и тактические ракеты, беспилотные разведчики, летающие мишени, 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 зенитные, авиационные и тактические ракеты, беспилотные разведчики, летающие мишени и т.п., а также в качестве сбрасываемых дополнительных двигателей

Изобретение относится к классам ВРД, условно называемым "пульсирующими двигателями" (ПуВРД) и «пульсирующими детонационными двигателями» (ПДД)
Изобретение относится к области машиностроения, преимущественно к силовым установкам, и может быть использовано для получения тяги и обеспечения движения транспортных средств различного назначения на воде и под водой

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

Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано для создания тяги на летательных аппаратах
© Патентный поиск, поиск патентов на изобретения - FindPatent.RU 2012-2024
Политика конфиденциальности 2011-10-27 2013-09-14T02:21:55
Наверх