Пульсирующий детонационный прямоточный воздушно-реактивный двигатель и способ функционирования двигателя



Пульсирующий детонационный прямоточный воздушно-реактивный двигатель и способ функционирования двигателя
Пульсирующий детонационный прямоточный воздушно-реактивный двигатель и способ функционирования двигателя
Пульсирующий детонационный прямоточный воздушно-реактивный двигатель и способ функционирования двигателя

 


Владельцы патента RU 2476705:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" (RU)

Пульсирующий детонационный прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит сверхзвуковой воздухозаборник, сверхзвуковую камеру смешения, сверхзвуковую камеру сгорания, выходное сверхзвуковое сопло, воспламенитель топливовоздушной смеси и систему подачи топлива. Система подачи топлива включает коллекторы и пилоны с топливными каналами и соплами, установленные в сверхзвуковой камере смешения. Двигатель также содержит расположенный между сверхзвуковым воздухозаборником и сверхзвуковой камерой смешения канал газовоздушного тракта. Пилоны системы подачи топлива размещены на выходе из последнего. Воспламенитель топливовоздушной смеси размещен в сверхзвуковой камере сгорания в поперечной нише и выполнен постоянно работающим. Каналы системы подачи топлива выполнены открытыми с возможностью газодинамического перекрытия. Изобретение позволяет уменьшить теплонапряженность тракта рабочего тела двигателя на больших сверхзвуковых скоростях полета, обеспечить саморегулируемую подачу топлива в двигатель и расширить диапазон скоростей полета от сверхзвуковых до дозвуковых. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

 

Изобретение относится к установкам, где рабочее тело используется для создания реактивной струи, а также к устройствам для сжигания топлива.

Известно пульсирующее устройство для сжигания топлива по авт. св. СССР №687313, 1979. Однако это устройство не может быть использовано для создания тяги.

Известен прямоточный воздушно-реактивный двигатель (заявка ФРГ №4139338, МПК F02K 1/04 и F02K 7/10, 1991). Двигатель создает тягу за счет импульсного (пульсирующего) режима истечения рабочего тела, получаемого в результате сгорания топливовоздушной (ТВС) смеси. Данный режим работы реализуется в резонансной трубе, создающей разрежение благодаря колебаниям столба рабочего тела, а подвод воздуха осуществляется через кольцевые щели. Несмотря на то, что данное устройство имеет много общего с заявляемым техническим решением, оно не может реализовать детонационный режим горения.

Наиболее близким к заявленному двигателю по устройству и способу функционирования является сверхзвуковой пульсирующий детонационный прямоточный воздушно-реактивный двигатель (СПДПД) и способ функционирования СПДПД (Патент РФ №2 157 909, МПК7 F02K 7/14). Этот двигатель содержит сверхзвуковой воздухозаборник, сверхзвуковую камеру смешения, сверхзвуковую камеру сгорания, сверхзвуковое сопло, устройство запуска двигателя, систему подачи топлива, включающую пилоны с соплами и клапаны изменения режима подачи топлива, связанные через систему управления подачей топлива с датчиками регистрации прохождения детонационными волнами заданных расстояний от входа и выхода камеры сгорания.

Способ функционирования двигателя заключается в том, что в момент запуска подают топливо и инициируют детонационную волну. Дальнейшую работу двигателя обеспечивают последовательно - периодически, изменяя подачу топлива клапанами, реализуя в камере сгорания богатую и бедную топливовоздушную смесь и вызывая изменение направления и скорости перемещения волны относительно камеры сгорания от выхода ко входу камеры сгорания по богатой смеси и в обратном направлении по бедной смеси, в предельном случае - по чистому воздуху, при сохранении направления движения волны против потока.

Данный двигатель решает задачу увеличения удельного импульса и уменьшения теплонапряженности тракта рабочего тела на больших сверхзвуковых скоростях полета. Однако клапаны в этом двигателе должны работать с высокой частотой (порядка 100 Гц) и обеспечивать заданный ресурс работы, что трудно выполнить.

В основу изобретения положено решение задач уменьшения теплонапряженности тракта двигателя на больших сверхзвуковых скоростях полета, обеспечения саморегулируемой подачи топлива в двигатель и расширения диапазона скоростей полета, охватывающего как сверхзвуковые, так и дозвуковые скорости полета.

Поставленные задачи для конструкции решаются тем, что двигатель выполнен в виде пульсирующего детонационного прямоточного воздушно-реактивного. Двигатель содержит сверхзвуковой воздухозаборник, сверхзвуковую камеру смешения, сверхзвуковую камеру сгорания, выходное сверхзвуковое сопло, воспламенитель топливовоздушной смеси и систему подачи топлива. Система подачи топлива включает коллекторы и пилоны с топливными каналами и соплами. Пилоны с топливными каналами и соплами установлены в сверхзвуковой камере смешения.

Согласно изобретению двигатель содержит расположенный между сверхзвуковым воздухозаборником и сверхзвуковой камерой смешения канал газовоздушного тракта. Пилоны системы подачи топлива размещены на выходе из последнего. Воспламенитель топливовоздушной смеси расположен в сверхзвуковой камере сгорания в поперечной нише и выполнен постоянно работающим. Каналы системы подачи топлива выполнены открытыми с возможностью газодинамического перекрытия.

При такой конструкции двигателя:

- расположение между сверхзвуковым воздухозаборником и сверхзвуковой камерой смешения канала газовоздушного тракта и размещение на выходе из последнего пилонов системы подачи топлива обеспечивает газодинамическое регулирование подачи топлива и ослабление ударной волны при ее движении по каналу газовоздушного тракта;

- расположение воспламенителя топливовоздушной смеси в сверхзвуковой камере сгорания в поперечной нише и выполнение воспламенителя постоянно работающим обеспечивает инициирование горения, переходящего в детонацию, при заполнении ниши топливовоздушной смесью;

- выполнение каналов системы подачи топлива открытыми с возможностью их газодинамического перекрытия обеспечивает саморегулируемую подачу топлива в двигатель в импульсно-периодическом режиме с более высокой частотой, чем у систем подачи топлива с клапанами.

Для решения поставленных задач способ функционирования пульсирующего детонационного прямоточного воздушно-реактивного двигателя заключается в том, что на вход сверхзвуковой камеры смешения через сверхзвуковой воздухозаборник и канал газовоздушного тракта подают воздух, а через пилоны с соплами - топливо. За пилонами в сверхзвуковой камере смешения формируют топливовоздушную смесь и направляют ее в сверхзвуковую камеру сгорания. В сверхзвуковой камере сгорания воспламенителем инициируют горение топливовоздушной смеси. Далее фронт пламени горящей топливовоздушной смеси ускоряется до уровня сотни метров в секунду и переходит в детонацию. Эффект возбуждения горения или детонации обычно носит «пороговый» характер («да»-«нет») для любого инициатора.

(см. 1. А.А.Васильев. Особенности применения детонации в двигательных установках, с. 129, 141-145. 2. Ф.А. Быковский и др. Инициирование детонации в потоках водородно-воздушных смесей, с. 521-539 / Импульсные Детонационные Двигатели. Под редакцией д.ф.м.н. С.М.Фролова. ТОРУС-ПРЕСС, М., 2006).

Были проведены численные исследования прямого инициирования детонации электрическими разрядами в плоском канале, заполненном неподвижной или движущейся со сверхзвуковой скоростью стехиометрической водородно-воздушной смесью (см. В.А.Левин и др. Инициирование газовой детонации электрическими разрядами / Импульсные Детонационные Двигатели. Под редакцией д.ф.м.н. С.М.Фролова. ТОРУС-ПРЕСС, 2006, М., с.235-254).

Дальнейшую работу двигателя обеспечивают последовательно - периодически путем прерывистого изменения подачи топлива, вызывая изменение направления и скорости перемещения детонационной волны относительно тракта двигателя по потоку и в обратном направлении. Детонационную волну, распространяющуюся по потоку, направляют к выходу из двигателя через выходное сверхзвуковое сопло, обеспечивая сжигание несгоревшей топливовоздушной смеси. Детонационную волну, распространяющуюся против потока, направляют в сторону воздухозаборника. Реализуют в камере сгорания богатую и бедную топливовоздушную смесь и вызывают изменение направления, скорости и давления волны относительно камеры сгорания (см., например, К.И.Щелкин, Я.К.Трошин. Газодинамика горения, издательство Академии наук СССР, М., 1963, стр. 14-19).

Согласно изобретению топливо подают при постоянном давлении и открытой системе подачи топлива. Детонационную волну инициируют постоянно работающим в нише воспламенителем. Обеспечивают прохождение детонационной волны через сверхзвуковые камеру сгорания и камеру смешения и канал газовоздушного тракта с торможением детонационной волны в зоне пилонов. При обтекании пилонов с торможением давление потока в зоне пилонов становится выше постоянного давления топлива в системе подачи. Под действием этого перепада давления воздух и остатки продуктов сгорания затекают в открытые топливные каналы пилонов и коллектора, обеспечивая газодинамическое перекрытие топливных каналов и прекращение подачи топлива в камеру смешения. Зона горения в камере сгорания перестает существовать. Детонационная волна преобразуется в ударную волну. Ударная волна продолжает свое движение с ослаблением против потока еще на некотором участке канала газовоздушного тракта, а потом сносится потоком к выходу сверхзвуковой камеры сгорания. Нетлетон. Детонация в газах. Под редакцией д.ф.м.н. Гвоздевой. Мир, М., 1989, с.15, 33-39.

При обратном прохождении сносимой потоком от воздухозаборника мимо пилонов, ослабленной ударной волны с пониженным давлением постоянное давление подачи топлива превышает давление потока в зоне пилонов. Возникает перепад давления, которым коллектора, топливные каналы и сопла пилонов освобождают вытеснением топливом от затекших в них воздуха, несгоревшей топливовоздушной смеси и продуктов сгорания и заполняют новым топливом. Новое топливо подают в камеру смешения и прерывисто повторяют циклы работы. Причем новая порция смеси или догоняет в камере сгорания сносимый фронт ударной волны, воспламеняется и превращается в детонационную волну, или доходит до ниши и воспламеняется в нише от постоянно работающего воспламенителя. При таком способе функционирования:

- последовательно-периодическое изменение расхода топлива, при открытой системе топливоподачи, прохождением детонационной и ударной волн в зоне пилонов системы подачи топлива обеспечивает периодическое заполнение камеры смешения топливовоздушной смесью;

- процесс поджигания, при наличии перемешенной топливовоздушной смеси, от постоянно работающего в нише воспламенителя создает условия для инициирования ее сгорания в детонационных волнах, что обеспечивает реализацию саморегулируемого пульсирующего режима работы;

- для рабочего процесса с горением топлива в детонационной волне, распространяющейся в самоуправляемом пульсирующем режиме с высокой частотой характерна высокая топливная экономичность и эффективность двигателя с высокой полнотой сгорания, которая обеспечивается высокой степенью сжатия потока в детонационных волнах, большой скоростью горения топливовоздушной смеси и высокой температурой продуктов сгорания.

Благодаря высокой степени сжигания топлива в детонационной волне и самоуправляемому режиму ее распространения достигается высокая топливная экономичность как на сверхзвуковых, так и на дозвуковых режимах работы двигателя.

Реализуемый процесс горения топлива в детонационной волне, распространяющейся в пульсирующем режиме с высокой частотой, не требует значительного торможения потока в воздухозаборнике и в камере сгорания, благодаря чему снижается теплонапряженность тракта двигателя.

Для изменения уровня тяги двигателя, при открытой системе топливоподачи, последовательно изменяют расход топлива изменением уровня постоянного давления подачи топлива в коллекторах.

Величину давления подачи топлива в коллекторе задают такого уровня, чтобы в зоне пилонов давление потока при движении детонационной волны от ниши в сторону воздухозаборника было выше давления подачи топлива, а при движении ослабленной ударной волны (в сверхзвуковом потоке) или волны разрежения (в дозвуковом потоке) от воздухозаборника в сторону ниши - ниже давления подачи топлива.

Таким образом решены поставленные в изобретении задачи:

- достигнуто уменьшение теплонапряженности тракта рабочего тела двигателя на больших сверхзвуковых скоростях полета при бесклапанной системе подачи топлива;

- расширен диапазон скоростей полета летательных аппаратов, охватывающий как дозвуковые, так и сверхзвуковые области;

- обеспечена саморегулируемая подача топлива в двигатель.

Настоящее изобретение поясняется последующим подробным описанием конструкции двигателя и способа его функционирования со ссылкой на иллюстрации, представленные на фиг.1-3, где:

на фиг.1 изображен продольный разрез пульсирующего детонационного прямоточного воздушно-реактивного двигателя;

на фиг.2 - сечение А-А на фиг.1;

на фиг.3 - элемент I на фиг.1.

Пульсирующий детонационный прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит (см. фиг.1) сверхзвуковой воздухозаборник 1, сверхзвуковую камеру смешения 2, сверхзвуковую камеру сгорания 3, выходное сверхзвуковое сопло 4, воспламенитель 5 топливовоздушной смеси и систему подачи топлива. Система подачи топлива включает коллекторы 6 и пилоны 7 с топливными каналами 8 и соплами 9 (см. фиг.2). Пилоны 7 установлены в сверхзвуковой камере смешения 2. Двигатель содержит расположенный между сверхзвуковым воздухозаборником 1 и сверхзвуковой камерой смешения 2 канал 10 газовоздушного тракта. Пилоны 7 системы подачи топлива размещены на выходе из последнего. Воспламенитель 5 топливовоздушной смеси расположен в сверхзвуковой камере сгорания 3 в поперечной нише 11 (см. фиг.3) и выполнен постоянно работающим. Коллекторы 6 и каналы 8 системы подачи топлива выполнены открытыми с возможностью газодинамического перекрытия. Воспламенитель 5 может быть размещен в концевой части сверхзвуковой камеры сгорания 3.

Способ функционирования пульсирующего детонационного прямоточного воздушно-реактивного двигателя заключается в том, что на вход сверхзвуковой камеры смешения 2 через сверхзвуковой воздухозаборник 1 и канал 10 газовоздушного тракта подают воздух, а через пилоны 7 - топливо. Топливо подают через коллекторы 6 и каналы 8 в пилонах 7 при постоянном давлении и открытой системе подачи топлива. За пилонами 7 в сверхзвуковой камере смешения 2 формируют топливовоздушную смесь. Полученную смесь направляют в сторону выхода сверхзвуковой камеры сгорания 3 и заполняют нишу 11 топливовоздушной смесью. В нише 11 топливовоздушную смесь поджигают постоянно работающим воспламенителем 5. Инициируют в нише 11 воспламенение и горение топливовоздушной смеси, переходящее в детонацию. Детонация распространяется в тракте двигателя по и против потока. Детонационную волну, распространяющуюся по потоку, направляют к выходу из двигателя через сверхзвуковое сопло 4 и обеспечивают сжигание несгоревшей топливовоздушной смеси. Детонационную волну, распространяющуюся против потока, направляют из ниши 11 в сторону воздухозаборника 1 через сверхзвуковые камеру сгорания 3, камеру смешения 2 и канал 10 газовоздушного тракта с торможением детонационной волны и повышением давления в потоке в зоне пилонов 7. Реализуют в камере сгорания 3 богатую и бедную топливовоздушную смесь. Дальнейшую работу двигателя обеспечивают последовательно - периодически, путем прерывистого изменения подачи топлива, вызывая изменение направления и скорости перемещения детонационной волны по потоку и в обратном направлении. газодинамическим перекрытием коллекторов 6 и топливных каналов 8 в пилонах 7.

По данному двигателю была создана экспериментальная установка. На установке был проведен комплекс исследований по определению характеристик детонационной волны - скорости ее распространения в зависимости от коэффициента избытка воздуха α, времени индукции и толщины детонационного фронта.

Проведенные эксперименты показали принципиальную возможность получения (инициирования) детонационной волны в сверхзвуковом потоке, а полученные зависимости скорости детонационной волны D от значений α демонстрируют возможность получения управляемого рабочего процесса в широком диапазоне скоростей полета - от дозвуковых до гиперзвуковых. В проверенном рабочем процессе пульсирующий режим задавался детонационной волной за счет того, что детонационная волна сама перекрывала подачу топлива, запирая топливные каналы пилонов и коллекторы. При этом никакие системы управления не были задействованы. Процесс пульсации осуществлялся на заданной концентрации топливовоздушной смеси. Регулирование постоянного давления подачи топлива осуществляли для изменения уровня тяги двигателя, но не для создания пульсаций. Электроискровой источник воспламенения топливовоздушной смеси работал в нише на выходе из камеры сгорания постоянно, поддерживая горение и переход в детонацию подающейся топливовоздушной смеси.

1. Пульсирующий детонационный прямоточный воздушно-реактивный двигатель, содержащий сверхзвуковой воздухозаборник, сверхзвуковую камеру смешения, сверхзвуковую камеру сгорания, выходное сверхзвуковое сопло, воспламенитель топливовоздушной смеси и систему подачи топлива, включающую коллекторы и пилоны с топливными каналами и соплами, установленные в сверхзвуковой камере смешения, отличающийся тем, что двигатель содержит расположенный между сверхзвуковым воздухозаборником и сверхзвуковой камерой смешения канал газовоздушного тракта, пилоны системы подачи топлива размещены на выходе из последнего, воспламенитель топливовоздушной смеси размещен в сверхзвуковой камере сгорания в поперечной нише и выполнен постоянно работающим, а каналы системы подачи топлива выполнены открытыми с возможностью газодинамического перекрытия.

2. Способ функционирования пульсирующего детонационного прямоточного воздушно-реактивного двигателя, заключающийся в том, что на вход сверхзвуковой камеры смешения через сверхзвуковой воздухозаборник и канал газовоздушного тракта подают воздух, а через пилоны с соплами - топливо, за пилонами в сверхзвуковой камере смешения формируют топливовоздушную смесь и на выходе сверхзвуковой камеры сгорания инициируют детонационную волну, а дальнейшую работу двигателя обеспечивают последовательно - периодически путем прерывистого изменения подачи топлива, вызывая изменение направления и скорости перемещения детонационной волны относительно тракта двигателя по потоку и в обратном направлении, отличающийся тем, что топливо подают при постоянном давлении и открытой системе подачи топлива, детонационную волну инициируют постоянно работающим воспламенителем, обеспечивают прохождение детонационной волны через сверхзвуковые камеру сгорания и камеру смешения и канал газовоздушного тракта с торможением детонационной волны в зоне пилонов, а прерывистое изменение подачи топлива обеспечивают газодинамическим перекрытием топливных каналов.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области энергомашиностроения и может быть использовано в качестве источника электроэнергии как непосредственно, так и в составе приводов различных транспортных средств.

Изобретение относится к двигателестроению, а точнее к импульсному детонационному ракетному двигателю. .

Изобретение относится к бесклапанным пульсирующим воздушно-реактивным двигателям, в частности к двигателям беспилотных летательных аппаратов. .

Изобретение относится к бесклапанным пульсирующим воздушно-реактивным двигателям, в частности к двигателям беспилотных летательных аппаратов. .

Изобретение относится к области машиностроения и может использоваться в двигателях различного назначения. .

Изобретение относится к области машиностроения и может использоваться в двигателях различного назначения. .

Изобретение относится к авиации и может быть использовано в двигателестроении летательных аппаратов. .

Изобретение относится к авиационной технике, воздушно-реактивным двигателям для беспилотных летательных аппаратов, летающих мишеней, малых летательных аппаратов и может быть применено в качестве двигателя привода ротора реактивных вертолетов

Изобретение относится к камерам сгорания прерывистого действия, таким как камеры пульсирующего горения для сжигания газообразных и жидких топлив, а также к камерам сгорания пульсирующих воздушно-реактивных двигателей

Изобретение относится к области двигателей и движителей и может быть использовано для перемещений различных объектов, например летательных аппаратов, а также наземных или водных транспортных средств, в строительстве, при погрузоразгрузочных работах, в военной технике. Способ получения тяги заключается в подаче топливной смеси в камеру, осуществлении детонационного процесса сжигания топлива в пульсирующем режиме. Наружную стенку камеры закрывают микропористой пластиной, располагают ее между двумя перфорированными металлическими пластинами. Микропористую пластину выполняют в несколько слоев из разных материалов и разной пористости, с извилистыми капиллярами, топливную смесь подают под давлением. Детонационный процесс сжигания топлива осуществляют вблизи наружной стенки, например, лазерным лучом. Способ значительно упрощает и удешевляет процесс создания тяги, дает возможность создания универсальных устройств. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Способ организации детонационно-дефлаграционного горения в воздушно-реактивном двигателе для высоких скоростей полета заключается в том, что набегающий высокоскоростной сверхзвуковой поток воздуха тормозят в криволинейном пространстве воздухозаборника, по мере продвижения, в зоне образования скорости, меньшей, чем скорость детонационной волны, возникающей при горении, но большей, чем скорость ударной волны, возникающей при гашении детонационной волны. Через топливные сопла непрерывно подают топливо, смешивают его с воздухом и создают непрерывный поток горючей смеси, имеющей зону недостаточного смешения в зоне топливных сопел и зону хорошо перемешанной горючей смеси, расположенную ниже по течению потока. Воспламеняют хорошо перемешанную горючую смесь. Образующуюся при этом детонационную волну, движущуюся против потока, гасят в зоне недостаточного смешения с образованием ударной волны и очагов дефлаграционного горения, сносимых потоком вниз по течению. Воспламеняют хорошо перемешанную горючую смесь указанными очагами дефлаграционного горения, и инициируют новую детонационную волну, распространяющуюся против потока, реализуя тем самым переход от дефлаграционного горения к детонационному. В результате обеспечивается процесс детонационно-дефлаграционного горения с частотой пульсаций, определяемой скоростями детонационной волны и сверхзвукового потока. Изобретение направлено на упрощение конструкции и функционирование пульсаций детонационной волны без механических или газодинамических клапанов при непрерывной подаче топлива. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Способ сжигания топливовоздушной смеси для создания реактивной тяги в прямоточном воздушно-реактивном двигателе со спиновой детонационной волной заключается в том, что набегающий высокоскоростной поток тормозят до чисел Маха в диапазоне от 3 до 4 в сверхзвуковом двухступенчатом воздухозаборнике с затупленным центральным телом. Далее подают в поток топливо, закручивают образующийся топливовоздушный поток хорошо перемешанной горючей смеси, тормозят до дозвуковой осевой компоненты скорости, инициируют воспламенение закрученной хорошо перемешанной топливовоздушной смеси и сжигают в спиновой детонационной волне. Детонационные и ударные волны, распространяющиеся против потока, гасят набегающим сверхзвуковым потоком топливовоздушной смеси. Образующиеся при сжигании продукты сгорания направляют на создание реактивной тяги двигателя. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель со спиновой детонационной волной для высокоскоростных полетов содержит сверхзвуковой двухступенчатый воздухозаборник с затупленным центральным телом, систему слива энтропийного и пограничных слоев, топливные пилоны с соплами для подачи топлива в набегающий воздушный поток, венцы которых выполнены и расположены так, что продолжают торможение и закручивают образующийся топливовоздушный поток, кольцевой решеточный гаситель детонационных и ударных волн, осесимметричное кольцевое сопло, имеющее расширяющуюся внешнюю обечайку и центральное тело с донным срезом. Кольцевой решеточный гаситель детонационных и ударных волн содержит кольцевые решетчатые перегородки, образующие каналы, для торможения и поворота топливовоздушного потока до дозвуковой осевой компоненты скорости с сохранением сверхзвуковой скорости в каналах гасителя. На выходе гасителя расположена кольцевая детонационная камера сгорания, начальный внутренний радиус которой меньше внутреннего радиуса колец гасителя. На выходе камеры сгорания расположена кольцевая решетка, спрямляющая выходящий поток. Изобретение направлено на интенсификацию скорости химических реакций горения и энерговыделения за счет спинового детонационного горения хорошо перемешанной топливовоздушной смеси. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к бесклапанному многотрубному двигателю с импульсной детонацией. Двигатель содержит несколько детонационных труб, причем каждая детонационная труба имеет независимое разгрузочное выпускное отверстие, несколько детонационных труб соединены друг с другом в общем отверстии впуска воздушно-топливной смеси, при этом воздушно-топливная смесь детонирует в детонационных трубах одновременно, и общее отверстие впуска воздушно-топливной смеси минимизирует обратное давление, вызванное детонацией воздушно-топливной смеси, направляя несколько обратных ударных волн друг на друга, эффективно используя обратные давления как реактивные фронты друг для друга и эффективно снижая воздействие ударных волн, распространяющихся назад, в направлении вверх по потоку. Детонационные трубы могут быть непрямолинейными. Обеспечивается более равномерная подача энергии на турбину. 2 н. и 20 з.п. ф-лы, 12 ил.

Изобретение относится к аэрокосмическим двигателям. Детонационно-дефлаграционный пульсирующий прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит сверхзвуковой воздухозаборник, систему непрерывной подачи топлива, решеточный пластинчатый гаситель детонационных волн, расположенный так, что в него поступает хорошо перемешанная горючая смесь, камеру сгорания и выхлопное сопло. Сверхзвуковой воздухозаборник тормозит набегающий высокоскоростной сверхзвуковой поток воздуха до чисел Маха М=3-4. Решеточный пластинчатый гаситель содержит одну или более пластин, расположенных вдоль оси проточного тракта двигателя. Поперечный размер каждого канала, образованного пластинами гасителя, меньше, чем поперечный размер ячеек образующейся при горении детонационной волны, движущейся против потока и набегающей на тот же гаситель, что останавливает и гасит распространение детонационной волны при попадании в узкие каналы гасителя, а ударные волны, возникающие при погасании детонационной волны, сверхзвуковым потоком выносит из каналов в камеру сгорания, препятствуя разрушению ими течения набегающего потока и ограничивая движение детонационных и ударных волн частью гасителя и камерой сгорания, обеспечивая переход горения дефлаграции в детонацию, в результате чего организуется непрерывное нестационарное горение в динамически пульсирующих (возникающих и гаснущих) детонационных волнах и фронтах медленного горения. Технический результат - увеличение тяги и расширение диапазона скоростей полета до чисел Маха М=5-8 при уменьшении теплонапряженности тракта двигателя по сравнению с прямоточным воздушно-реактивным двигателем и прямоточным воздушно-реактивным двигателем со сверхзвуковым горением. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 2 ил.
Наверх