Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель со стабилизацией горения на соударяющихся струйных течениях



Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель со стабилизацией горения на соударяющихся струйных течениях
Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель со стабилизацией горения на соударяющихся струйных течениях
Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель со стабилизацией горения на соударяющихся струйных течениях
Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель со стабилизацией горения на соударяющихся струйных течениях

 


Владельцы патента RU 2468236:

Сиденко Алексей Ильич (RU)
Ларьков Сергей Николаевич (RU)
Ужегов Павел Николаевич (RU)
Мигалин Константин Валентинович (RU)
Амброжевич Александр Владимирович (RU)

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. Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель со стабилизацией горения на соударяющихся струйных течениях содержит, в частности, камеру сгорания, резонаторную трубу, впускные трубы, сопло подачи газа, змеевик нагрева газа и запальную свечу. Камера сгорания выполнена с оппозитными боковыми нишами, задние торцевые стенки которых перпендикулярны осям впускных труб. Змеевик нагрева газа размещен в начальной части резонаторной трубы, примыкающей к задним торцевым стенкам боковых ниш. Изобретение направлено на повышение термодинамического КПД путем увеличения амплитуды пульсаций давления. 4 ил.

 

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.

Известен пульсирующий воздушно-реактивный двигатель (далее ПуВРД) немецкой крылатой ракеты времен Второй мировой войны Фау-1 (см. Г.Б.Синярев, М.В.Добровольский. Жидкостные ракетные двигатели. - Оборонгиз, 1957, с.19, 20). Он представляет собой открытый с обоих торцов канал круглого поперечного сечения, включающий последовательно расположенные входной диффузор, клапанную решетку, камеру сгорания и выходное устройство, состоящее из конфузора и выхлопной трубы, а также систему топливоподачи и систему зажигания с электрозапалом, установленным в камере сгорания. В общем случае входное и выходное устройства рассмотренного ПуВРД могут иметь форму, отличную от прототипа, поэтому в дальнейшем будем называть их принятыми терминами воздухозаборник и сопло.

Клапанная решетка представляет собой конструкцию из несущих элементов - поперечных стержней, подвижных элементов - плоских упругих пластин постоянной толщины, прикрепленных к боковым граням стержней попарно параллельно друг другу на расстоянии, равном толщине стержня, и опорных проставок, размещенных посредине между парами пластин параллельно им. В каждой паре между пластинами имеется глухой зазор, обращенный назад. Пластины и проставки образуют продольные каналы для прохода воздуха.

Набегающий на ПуВРД поток проходит через воздухозаборник и клапанную решетку в камеру сгорания. Туда же подается легкоиспаряющееся топливо, после чего топливовоздушная смесь воспламеняется искрой электрозапала. Быстро расширяющиеся во все стороны продукты сгорания, попадая в глухой зазор между пластинами, тормозятся, в результате чего давление там возрастает.Это вызывает изгиб пластин в стороны до контакта с опорными проставками или боковыми стенками. Воздушные каналы клапанной решетки оказываются перекрытыми. Продукты сгорания истекают через сопло в атмосферу, а их давление на закрытую клапанную решетку создает импульс тяги ПуВРД.

После падения давления пластины клапанной решетки под действием своей упругости, а также разрежения, создаваемого в камере инерцией истекающих газов, возвращаются в исходное положение. В камеру поступает очередная порция воздуха, и цикл повторяется.

Клапанная решетка служит основным, но не единственным элементом узла, создающего тягу ПуВРД и включающего также боковые стенки, детали крепления и др. Кроме того, функцию создания тяги в таком ПуВРД могут выполнять и другие устройства. Поэтому в дальнейшем будем пользоваться общим термином "тяговый узел" (как часть ПуВРД) и конкретным - клапанная решетка тягового узла.

Достоинствами ПуВРД с механическими клапанными решетками являются простота и дешевизна, небольшой вес, надежность. Их недостаток - плохие тяговые характеристики, а именно низкая удельная и лобовая тяга, высокий удельный расход топлива, импульсный характер тяги, но главное - низкий ресурс клапанов.

Также известны конструкции ПуВРД, использующие аэродинамические клапаны. Нестационарное распространение пламени. Под ред. Дж.Г.Маркштейна. М.: МИР, 1968, с.401-407. Кроме того, ПуВРД, в которых осуществлена замена механических клапанов на аэродинамические, описаны в патентах США №2796735, 1957; №2796734, 1957; №2746529, 1956; №2822037, 1958; 2812635, 1957, 3093962, 1963.

К недостаткам таких ПуВРД следует отнести низкую амплитуду пульсаций давления и, соответственно, низкий термодинамический КПД (коэффициент полезного действия).

Повысить удельную и лобовую тягу и снизить удельный расход топлива можно путем увеличения амплитуды пульсаций ПуВРД, которое достигается путем увеличения скорости сгорания топливовоздушной смеси в камере сгорания ПуВРД. Увеличение же амплитуды пульсаций приводит к росту термодинамического КПД и соответственно к снижению удельного расхода топлива.

Техническим результатом изобретения является повышение термодинамического КПД путем увеличения амплитуды пульсаций давления.

Поставленная техническая задача решается за счет интенсификации процесса массопереноса в камере сгорания, приводящего к росту скорости квазидетонационного горения и соответствующих изменений конструкции ПуВРД и его тягового узла. При этом под "квазидетонационным" горением подразумевается горение с повышенными скоростями продвижения фронта пламени, составляющим в случае ПуВРД 50…100 м/сек и более. Организация такого режима горения происходит за счет интенсивного массопереноса в камере сгорания. Скорость фронта пламени пропорциональна скорости массопереноса.

Указанный технический результат при осуществлении изобретения достигается тем, что в известном ПуВРД, содержащем, в частности, камеру сгорания, резонаторную трубу, впускные трубы, сопло подачи газа, змеевик нагрева газа и запальную свечу, камера сгорания выполнена с оппозитными боковыми нишами, задние торцевые стенки которых перпендикулярны осям впускных труб, а змеевик нагрева газа размещен в начальной части резонаторной трубы, примыкающей к задним торцевым стенкам боковых ниш.

Сравнение научно-технической и патентной документации на дату приоритета в основной и смежной рубриках МКИ показывает, что совокупность существенных признаков заявленного решения ранее не была известна, следовательно, оно соответствует условию патентоспособности "новизна".

Анализ известных технических решений в данной области техники показал, что предложенное устройство имеет признаки, которые отсутствуют в известных технических решениях, а использование их в заявленной совокупности признаков дает возможность получить новый технический результат, следовательно, предложенное техническое решение имеет изобретательский уровень по сравнению с существующим уровнем техники.

Предложенное техническое решение промышленно применимо, т.к. может быть изготовлено промышленным способом, работоспособно, осуществимо и воспроизводимо, следовательно, соответствует условию патентоспособности "промышленная применимость".

Другие особенности и преимущества заявляемого изобретения станут понятны из следующего детального описания, приведенного исключительно в форме не ограничивающего примера и со ссылкой на прилагаемые чертежи, где:

на фиг.1 показана схема предлагаемого ПуВРД со стабилизацией горения на соударяющихся струйных течениях;

на фиг.2 показано сечение А-А по фигуре 1;

на фиг.3 показано сечение Б-Б по фигуре 1;

на фиг.4 показан вид «С» на фигуру 1.

Позициями на чертежах показаны:

1 - сопло подачи газа,

2 - первая впускная труба,

3 - вторая впускная труба,

4 - камера сгорания,

5 - боковая ниша,

6 - торцевая стенка,

7 - змеевик нагрева газа,

8 - резонаторная труба,

9 - дроссель,

10 - топливный бак (с жидким пропаном),

11 - магистраль подвода газа,

12 - запальная свеча,

13 - струйное течение воздушно-газовой смеси,

14 - центральная зона камеры сгорания.

На фиг.1 λ - длина волны, м.

Заявляемый ПуВРД содержит сопла 1 подачи газа, закрепленные соосно напротив первых впускных труб 2, которые, в свою очередь, жестко закреплены соосно вторым впускным трубам 3. Камера сгорания 4 выполнена с оппозитными боковыми нишами 5, задние торцевые стенки 6 которых перпендикулярны осям впускных труб 2 и 3. При этом змеевик нагрева газа 7 размещен в начальной части резонаторной трубы 8, примыкающей к задним торцевым стенкам 6. Змеевик нагрева газа 7 через дроссель 9 соединяется с топливным баком 10, заполненным жидким пропаном, и магистралью подвода газа 11.

При подаче искры через запальную свечу 12 и частичном открытии дросселя 9 происходит воспламенение пропана внутри камеры сгорания 4. После прогрева змеевика нагрева газа 7 дроссель 9 открывается и пар пропана, нагретый до 500…600°С, поступает в сопла подачи газа 1 и далее, эжектируя воздушный поток, через первую 2 и вторую 3 впускные трубы поступает в камеру сгорания 4. В том случае, если акустическая система ПуВРД настроена как 3/4-волновой резонатор, а именно, как это показано на чертеже, - половина длины волны λ/2 укладывается в длину первой впускной трубы 2, а 1/4λ, укладывается в расстояние от торца второй впускной трубы 3 до торцевой стенки 6 камеры сгорания 4, наступает волновой резонанс и ПуВРД начинает работать в пульсирующем режиме на частоте 200…400 Гц. При этом при соударении струйных течений воздушно-газовой смеси 13, сформированных впускной системой ПуВРД, о торцевые стенки 6 происходит их разворот и соударение в центральной зоне 14 камеры сгорания 4. Центральная зона камеры сгорания 14 при этом оказывается источником турбулентного перемешивания и выполняет функцию газодинамического стабилизатора пламени при циклическом сгорании топлива. Последующий переход зоны горения в резонаторную трубу 8 ускоряет горение за счет змеевика нагревателя газа 7, выполняющего роль «Спирали Щелкина».

Разумеется, изобретение не ограничивается описанным примером его осуществления, показанным на прилагаемых фигурах. Остаются возможными изменения различных элементов либо замена их технически эквивалентными, не выходящие за пределы объема настоящего изобретения.

Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель со стабилизацией горения на соударяющихся струйных течениях, содержащий, в частности, камеру сгорания, резонаторную трубу, впускные трубы, сопло подачи газа, змеевик нагрева газа и запальную свечу, отличающийся тем, что камера сгорания выполнена с оппозитными боковыми нишами, задние торцовые стенки которых перпендикулярны осям впускных труб, а змеевик нагрева газа размещен в начальной части резонаторной трубы, примыкающей к задним торцевым стенкам боковых ниш.



 

Похожие патенты:

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 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 классам ВРД, условно называемым "пульсирующими двигателями" (ПуВРД) и «пульсирующими детонационными двигателями» (ПДД). .

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

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.

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. Система получения нестационарной плазмы включает импульсный генератор для генерирования указанных высоковольтных импульсов низкой энергии, чтобы обеспечить образование нестационарной плазмы, увеличивающей реакционную способность химических частиц компонентов топлива. Изобретение позволяет поддерживать непрерывную, стабильную детонационную волну, которая обеспечивает низкое давление подачи и высокую эффективность сжигания топлива. 2 н. и 16 з. п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к способам функционирования сверхзвуковых пульсирующих детонационных прямоточных воздушно-реактивных двигателей, преимущественно при полете с числом Маха больше 6. Способ функционирования сверхзвукового пульсирующего детонационного прямоточного воздушно-реактивного двигателя, при котором подают топливо в основную сверхзвуковую камеру сгорания и осуществляют в ней пульсирующий процесс, для чего используют предкамеру, которую устанавливают на входе в основную сверхзвуковую камеру. Подают в предкамеру часть топлива, получают пульсирующий поток и накладывают его на поток в основной сверхзвуковой камере сгорания. Предкамеру выполняют в виде золотниковой камеры с постоянным объемом сгорания топлива, количество рабочих полостей которой выбирают в соответствии с требуемой частотой пульсаций в основной сверхзвуковой камере сгорания. Поток из предкамеры разделяют и направляют в основную сверхзвуковую камеру в осевом и радиальных направлениях. Изобретение обеспечивает стабильное горение в сверхзвуковом потоке авиационного топлива - керосина без окислительного газа, без предварительного прогрева воздуха. 2 ил.
Наверх