Импульсный детонационный двигатель


 


Владельцы патента RU 2433293:

Федеральное государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого МО РФ (RU)

Настоящее 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. Импульсный детонационный двигатель содержит камеру сгорания, выполненную в виде полусферического газодинамического резонатора, сопло двигателя, систему подачи и впрыска компонентов топлива, систему инициирования детонационного горения. Дополнительно в камеру сгорания установлена камера-ускоритель с системой крепежных распорок соосно камере сгорания. Передний торец камеры-ускорителя совпадает с центром полусферической тяговой стенки газодинамического резонатора, а задний ее конец непосредственно примыкает к сопловому блоку. Изобретение позволяет сократить преддетонационное расстояние топливно-воздушной или топливной смеси и увеличить удельный импульс тяги двигателя. 1 ил.

 

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.

К настоящему времени авиационные и жидкостные ракетные двигатели традиционных схем в значительной степени исчерпали возможности существенного улучшения своих удельных параметров. Одним из путей решения проблем создания новых более эффективных двигателей является переход от термодинамического цикла с подводом тепла при постоянном давлении (цикла Брайтона) к циклу с периодически повторяющимся (пульсирующим) детонационным сгоранием топлива, иными словами - к циклу с постоянным объемом. Известно [1-3], что при прочих равных условиях (температуре и степени сжатия) цикл с постоянным объемом имеет более высокий термодинамический коэффициент полезного действия, чем цикл при постоянном давлении.

Пульсирующий процесс в таком двигателе возникает за счет возбуждения высокочастотных автоколебаний в газодинамическом резонаторе (камере сгорании), периодически заполняющейся специально подготовленной топливно-воздушной или топливной смесью, а выделение тепла, усиливающее амплитуду этих колебаний, происходит вследствие детонационного сгорания этой смеси в ударно-волновых структурах, периодически образующихся в газодинамическом резонаторе.

Одним из наиболее существенных недостатков, присущих большинству модельных импульсных детонационных двигателей, являются достаточно высокий уровень энергии инициирования и большие преддетонационные расстояния топливно-воздушной или топливной смеси.

Известна [4] конструкция импульсного детонационного двигателя, в которой указанные недостатки в значительной степени устраняются введением в состав элементов двигателя связки трубок, расположенных в проточной части камеры сгорания.

Указанное техническое решение [4] обеспечивает существенное снижение энергии инициирования и сокращение преддетонационного расстояния топливно-воздушной или топливной смеси. Однако данной конструкции присущ такой недостаток, как относительно низкий удельный импульс тяги двигателя. Связано это с большим количеством трубок в проточной части детонационной камеры сгорания. Отраженные от тяговой стенки газообразные высокотемпературные продукты детонационного сгорания и ударные волны «натыкаются» на большое количество стенок металлических трубок в торцевой части связки. Как результат - потеря скорости истечения, частичное охлаждение продуктов сгорания, повышение вероятности турбулентного движения продуктов, диссипации энергии ударных волн.

Известен [5] импульсный детонационный двигатель, в конструкцию детонационной камеры сгорания которого для сокращения преддетонационного расстояния топливно-воздушной или топливной смеси включена полусферическая тяговая стенка - газодинамический резонатор. Данное техническое решение, являющееся наиболее близким по существу к заявляемому, принято за прототип.

Имея существенные преимущества перед другими конструкциями импульсных детонационных двигателей в плане сокращения преддетонационного расстояния, двигателю-прототипу присущ такой недостаток, как относительно высокое значение энергии инициирования топливно-воздушной или топливной смеси и относительно низкое значение удельного импульса тяги. Связано это с значительными потерями энергии при движении продуктов детонационного сгорания внутри камеры.

Задачей предложенного технического решения является создание эффективного импульсного детонационного двигателя с высокими энергобаллистическими характеристиками.

Технический результат, который может быть получен при его использовании, заключается в том, что существенно повышается удельный импульс тяги двигателя.

Указанный технический результат достигается тем, что в конструкцию известного «пульсирующего двигателя детонационного горения», состоящего из камеры сгорания, выполненной в виде полусферического газодинамического резонатора и сопла двигателя, системы подачи и впрыска горючего и окислителя, системы инициирования детонации топливной смеси, внесено изменение. В камере сгорания двигателя размещена дополнительная камера-ускоритель, представляющая собой трубу круглой, сплющенной или усечено-конической формы, располагаемая в проточной части детонационной камеры сгорания на одной с ней оси вращения, выполненная из того же конструкционного материала, что и сама камера сгорания (жаропрочной стали, титанового сплава), и жестко скрепленная с детонационной камерой сгорания системой крепежных распорок. Передний торец камеры-ускорителя совпадает с центром полусферической тяговой стенки; задний торец непосредственно примыкает к сопловому блоку. При отражении от тяговой стенки высокоэнергетические продукты детонационного сгорания и ударные волны фокусируются в плоскости передней стенки дополнительной камеры-ускорителя; происходит интегрирование их скоростей. Реализуется эффект, близкий к известному в физике высокоскоростных процессов «канальному» эффекту. Как результат - сокращение преддетонационного расстояния топливно-воздушной или топливной смеси и значительное увеличение удельного импульса тяги двигателя.

Заявляемое решение отличается от прототипа наличием новых существенных признаков. В конструкцию импульсного детонационного двигателя установлена дополнительная камера-ускоритель, располагаемая в проточной части камеры сгорания. Это отличие позволяет сделать вывод о соответствии заявляемого решения критерию «новизна».

В научно-технической литературе не обнаружено решений с такой совокупностью существующих признаков, следовательно, заявляемое решение соответствует критерию «изобретательский уровень».

Заявляемое устройство содержит стандартные элементы из областей двигателестроения и машиностроения, следовательно, предлагаемое изобретение соответствует критерию «промышленная значимость».

Схематично конструкция заявляемого импульсного детонационного двигателя показана на чертеже, где 1 - система впрыска горючего и окислителя, 2 - камера-ускоритель, 3 - сопло, 4 - камера сгорания, 5 - система инициирования, 6-полусферический газодинамический резонатор.

Положительный эффект по увеличению удельного импульса тяги предлагаемого устройства подтвержден экспериментально.

Удельный импульс тяги импульсного детонационного двигателя замеряли методом баллистического маятника.

В качестве импульсного детонационного двигателя использована модельная камера, представляющая собой металлическую трубу с полусферическим газодинамическим резонатором.

В качестве топливной смеси использовали стехиометрическую смесь паров керосина ТС-1 с воздухом.

Инициирование взрывчатого превращения производили взрывающейся от электрического разряда алюминиевой проволочкой с энергией инициирования 49-50 Дж.

По экспериментальным данным удельный импульс тяги модельного двигателя без камеры - ускорителя составил ≈7000 Н·с/кг, а с установленной камерой - ускорителем ≈10500 Н·с/кг.

Данный импульсный детонационный двигатель может быть использован в качестве двигателя летательных аппаратов авиационной и ракетно-космической техники, а также в качестве двигателя газореактивного электрогенератора. Представленный импульсный детонационный двигатель решает проблему сокращения предетонационного расстояния топливно-воздушной или топливной смеси и повышения удельного импульса тяги.

Источники информации

1. Нечаев Ю.Н. Термодинамический анализ процесса пульсирующих детонационных двигателей. - М.: ВВИА им. Н.Е. Жуковского, 2002.

2. Илларионов А.А., Нечаев Ю.Н. Оценка термодинамической эффективности и выбор оптимальных параметров ПуДД с наддувом // Проблемы создания перспективных авиационных двигателей: Сб. науч. тр. / Центральный институт авиационных моторов. - М., 2005.

3. Мохов А.А., Луковников А.В. Математическое моделирование расчета параметров силовых установок с пульсирующими детонационными двигателями в системе «Летательный аппарат - силовая установка» // Актуальные проблемы российской космонавтики: Тр. XXXI акад. чтений по космонавтике. Москва, январь-февраль 2007 г. / Под. общ. ред. А.К. Медведевой. - М.: Комиссия РАН.

4. Патент РФ №2282044, 22.11.2004 г.

5. Фудживара Т. Исследования импульсных детонационных двигателей в Японии / Импульсные детонационные двигатели/ Под ред. д.ф. - м.н. Фролова С.М. - М.: ТОРУС ПРЕСС, 2006.

Импульсный детонационный двигатель, включающий камеру сгорания, выполненную в виде полусферического газодинамического резонатора, сопло двигателя, систему подачи и впрыска компонентов топлива, систему инициирования детонационного горения, отличающийся тем, что дополнительно в камеру сгорания установлена камера-ускоритель с системой крепежных распорок соосно камере сгорания, причем передний торец камеры-ускорителя совпадает с центром полусферической тяговой стенки газодинамического резонатора, а задний ее конец непосредственно примыкает к сопловому блоку.



 

Похожие патенты:

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

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 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

Пульсирующая детонационная установка для создания силы тяги содержит корпус, внутри которого установлен насадок с полузамкнутой детонационной камерой, систему подачи окислителя. Детонационная камера выполнена в виде полусферы постоянного объема, в стенках которой соосно друг другу установлены форсунка для впрыска жидкого топлива и свеча зажигания для воспламенения горючей смеси. Между детонационной камерой и насадком расположено профилированное кольцевое сопло, выполненное в виде кольцевой щели с чередующимися пазами, расположенными под острым углом к продольной оси установки, направленными внутрь детонационной камеры и связанными с системой подачи окислителя в детонационную камеру. Изобретение направлено на упрощение конструкции установки расширение диапазонов работы. 1 ил.
Наверх