Воздушно-реактивный бесклапанный пульсирующий двигатель

Авторы патента:


Воздушно-реактивный бесклапанный пульсирующий двигатель
Воздушно-реактивный бесклапанный пульсирующий двигатель
Воздушно-реактивный бесклапанный пульсирующий двигатель
Воздушно-реактивный бесклапанный пульсирующий двигатель

 


Владельцы патента RU 2482312:

В & C BOРЛД КО.ЛТД (CY)

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. Воздушно-реактивный бесклапанный пульсирующий двигатель летательного аппарата содержит камеру сгорания, резонансную трубу, многоэжекторную систему впуска топливовоздушной смеси, топливную форсунку, топливную систему, змеевик-перегреватель, расположенный с задней по ходу движения летательного аппарата стороны. Через вход змеевика-перегревателя подают топливо из топливной системы в многоэжекторную систему впуска топливовоздушной смеси. Выходная часть многоэжекторной системы соединена с камерой сгорания в ее передней по ходу движения летательного аппарата части. Топливная форсунка расположена во входной части многоэжекторной системы впуска. Выпуск выхлопных газов из резонансной трубы осуществляют в сторону, противоположную движению летательного аппарата. Резонансная труба расположена с внешней стороны камеры сгорания, а змеевик-перегреватель - внутри. Оси резонансной трубы, камеры сгорания и многоэжекторной впускной системы расположены параллельно друг другу. Выпуск выхлопных газов из камеры сгорания осуществляют с поворотом на 180 градусов по отношению к вектору движения двигателя. Изобретение направлено на уменьшение габаритов двигателя. 12 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Изобретение относится к двигателестроению и авиационной технике, в частности к воздушно-реактивным двигателям для беспилотных летательных аппаратов (далее БПЛА), летающих мишеней, малых летательных аппаратов (далее ЛА).

Уровень техники

Известны и употребляются (например, как двигатели летающих мишеней) бесклапанные пульсирующие воздушно-реактивные двигатели ПуВРД по патенту US №2795105 и его модификации, например по патенту US №3354650. Эти ПуВРД имеют впуск воздуха со стороны, противоположной направлению движения двигателя. Змеевик-перегреватель топлива ПуВРД по патенту US №2795105 расположен снаружи корпуса двигателя, что ухудшает теплопередачу из камеры сгорания к испаряемому топливу, и при этом испаряемое топливо никак не участвует своей кинетической энергией в процессе наполнения камеры сгорания (далее КС). Недостаток таких двигателей - большая длина резонансной трубы, увеличивающая габариты двигателя и делающая невозможным его применение, например, для привода ротора реактивного вертолета.

Известен двигатель по патенту US №2663142, представляющий собой тип прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ПВРД), в котором подача топлива осуществляется в систему инжекторов, создающих некоторое избыточное давление топливовоздушной смеси в КС уже до начала горения в ней топливного заряда. Топливо, в качестве которого используется в том числе и пропан, подается в КС через змеевик-перегреватель, расположенный непосредственно в КС, при этом испаряемое топливо в процессе расширения на выходе в систему инжекторов участвует своей кинетической энергией (динамическим напором при расширении) в процессе наполнения КС.

Однако такой двигатель не является пульсирующим, горение в камере сгорания происходит в постоянно установившемся режиме. Приведенный тип двигателя никогда не использовался в технике.

Известен работоспособный и применявшийся ранее в качестве привода ротора реактивных вертолетов и двигателя реактивных самолетов бесклапанный ПуВРД «давления» (pressure pulse jet engine) или многоэжекторный ПуВРД с самозапуском без использования пускового источника сжатого воздуха по патенту US №3093962.

Рассматриваемый ПуВРД, предназначенный для установки в конце лопасти ротора реактивного вертолета, работает по принципу наполнения КС и создания противодавления, приближенному к ПВРД, но не требует ни дополнительного источника давления (расхода) воздуха, ни собственной начальной скорости для начала работы.

При начале работы двигателя атмосферный воздух входит во впускной тракт под давлением за счет кинетической энергии перегретого газа (пропана), выходящего из форсунки со сверхзвуковой скоростью и смешивающегося с ним еще во время движения (эжектирование воздуха), по акустически настроенной системе впуска попадает в виде топливовоздушной смеси в камеру сгорания, где при участии выхлопной резонансной трубы реализуется процесс пульсирующего горения топливовоздушных зарядов. Роль обратных клапанов ПуВРД клапанного типа в рассматриваемом двигателе выполняет инерция ускоренной массы (кинетическая энергия) топливоздушной смеси, движущейся во впускной многоэжекторной системе, осуществляя аэродинамическое запирание впускного тракта, препятствующее выхлопу продуктов горения топлива из впускного тракта двигателя и созданию «обратной тяги».

При разгоне двигателя в составе ЛА или ротора вертолета в наполнении топливовоздушным зарядом КС участвует и скоростной динамический напор воздуха, поступающего в воздухозаборники, расположенные на крыле ЛА или непосредственно на двигателе или на конце лопасти ротора вертолета по направлению к фронту движения ЛА или движения лопасти во время рабочего вращения ротора.

Как результат ПуВРД «давления» превосходит все иные типы воздушно-реактивных двигателей (ПуВРД и дозвуковых ПВРД) за исключением турбореактивного двигателя по показателю удельного потреблению топлива, не превышающего 0,078 кг/кГ·ч при измеренной скорости двигателя в составе ЛА, равной 321 км/ч (89 м/с).

Недостатком рассматриваемого двигателя является большое гидравлическое сопротивление для поступающего в КС потока воздуха, так как он меняет направление движения на 180° (два поворота под углом 90°), причем оба этих поворота организованы практически под прямым углом. В результате большого гидравлического сопротивления во впускном тракте двигателя ухудшаются условия наполнения КС зарядом воздушно-топливной смеси, что не позволяет получить максимально возможную тягу при данном объеме КС, а значит, и минимальных значений удельного потребления топлива.

Змеевик-перегреватель двигателя имеет незначительное число оборотов и перекрывает не более чем 1/3 длины КС, что делает невозможной существенно полную теплопередачу от большей части внутренней поверхности КС к перегреваемому топливу.

Выхлопная резонансная труба рассматриваемого двигателя имеет длину, приближающуюся к длине резонансных труб клапанных ПуВРД (около ¼ длины звуковой волны) и существенно короче, чем у рассмотренных в качестве аналогов бесклапанных ПуВРД, у которых длина резонансной трубы должна приближаться к ½ длины звуковой волны), но тем не менее имеет значительную длину, что резко снижает прочность конструкции двигателя при его работе вследствие того, что при работе двигателя резонансная труба раскаляется до многих сотен градусов Цельсия (несмотря на теплоотвод при обтекании двигателя наружным воздухом), теряет прочность и, представляя собой консоль, под действием громадных центробежных сил на конце лопастей вращающегося ротора вертолета начинает изгибаться.

Ресурс резонансной трубы, которая непрерывно истончается (пламенно-кислородная эрозия и коррозия сталей) таким образом, ограничен, в процессе работы двигателя стрела прогиба непрерывно увеличивается вплоть до разрушения конструкции, поэтому приходится утолщать стенки резонансной трубы и предусматривать ее дополнительные крепления, что в большинстве случаев в пределах конструкции законцовки лопасти ротора с гондолой ПуВРД невозможно как из-за увеличения аэродинамического сопротивления, так и из-за увеличения веса двигателя. Впускная многоэжекторная система расположена в концевой части лопасти ротора вертолета, впускное воздушное окно находится на торце профиля лопасти, частично искажает профиль лопасти, что ухудшает обтекание этой части лопасти воздушным потоком и практически исключает подъемную силу концевой части лопасти.

В качестве прототипа принят ПуВРД «давления» по патенту US №6216446 и заявке US 11/301,940. Описанный в патенте и улучшенный по заявке ПуВРД является бесклапанным пульсирующим воздушно-реактивным двигателем с самозапуском без использования пускового источника сжатого воздуха, работающего по принципу работы, не отличающемуся от описанного выше аналога (ПуВРД «давления» по патенту US №3093962). Вход воздушно-топливной смеси в двигатель-прототип осуществляется с его передней фронтальной части, что дает наименьшее гидравлическое сопротивление для наполнения КС топливовоздушным зарядом и теоретически наибольший его к.п.д.

В двигателе-прототипе к вектору реактивной тяги от сгоревшей топливовоздушной смеси добавляется также вектор тяги перегретого газового топлива, вытекающего со сверхзвуковой скоростью из топливной форсунки, причем эта тяга в связи со значительными расходами (десятки грамм в секунду) топлива и большой скоростью выхода при значительном давлении газифицированного топлива из форсунки существенна.

Главным недостатком прототипа является большая продольная длина двигателя и, соответственно, очень большая стрела прогиба нагретого до сотен °С двигателя, конструктивно исключающая его применение в качестве двигателей БПЛА, малых ЛА и двигателей роторов реактивных вертолетов.

Из-за необходимости размещения на одной оси многоэжекторной системы, КС и выхлопной резонансной трубы длина двигателя-прототипа превышает длину всех конструкций ПуВРД (как клапанного, так и бесклапанного типов). По настоящее время двигатель-прототип не употреблялся и не употребляется в ЛА и реактивных вертолетах и служит лишь в качестве экономичного пульсирующего газогорелочного устройства для водяных и паровых котлов пульсирующего типа, а также быстрого разогрева дорожных покрытий при ремонте дорог.

Раскрытие изобретения

Целью изобретения является создание ПуВРД, лишенного недостатка прототипа, выражающегося в большой длине двигателя, затрудняющего или делающего невозможным его использование в ЛА, БПЛА и в качестве привода ротора реактивного вертолета.

По сравнению с прототипом предлагаемый ПуВРД за счет невыступающей за габарит длины КС многоэжекторной системы и выхлопной резонансной трубы отличается практически втрое меньшей продольной длиной и при этом меньшим, чем у работоспособного на ЛА аналога, гидравлическим сопротивлением впускного тракта, позволяющего эффективно использовать скоростной напор забираемого при движении двигателя из атмосферы воздуха для наполнения КС зарядами топливовоздушной смеси.

В предлагаемой конструкции двигателя к вектору реактивной тяги от сгоревшей топливовоздушной смеси так же, как и у прототипа, добавляется вектор тяги перегретого газового топлива, вытекающего под большим давлением со сверхзвуковой скоростью из топливной форсунки. Прирост тяги за счет добавочной тяги форсунки при эжектировании ею дополнительной массы воздуха, направляемой на горение, достигает 10-20% сверх тяги работоспособного аналога ПуВРД «давления» с впуском топлива перпендикулярно оси КС в статическом режиме. Все преимущества в комплексе позволяют получить компактный ПуВРД с высоким к.п.д. и применить его в качестве двигателя легких ЛА, БПЛА и двигателя ротора реактивных вертолетов.

Указанная цель достигается тем, что используют воздушно-реактивный бесклапанный пульсирующий двигатель летательного аппарата согласно настоящему изобретению. Двигатель содержит камеру сгорания, резонансную трубу, многоэжекторную систему впуска топливовоздушной смеси, топливную форсунку, топливную систему, змеевик-перегреватель, при этом вход змеевика-перегревателя, через который подают топливо из топливной системы в многоэжекторную систему впуска топливовоздушной смеси, расположен с задней по ходу движения летательного аппарата стороны; выходная часть многоэжекторной системы соединена с камерой сгорания в ее передней по ходу движения летательного аппарата части; топливная форсунка расположена во входной части многоэжекторной системы впуска; резонансная труба расположена с внешней стороны камеры сгорания; при этом выпуск выхлопных газов из резонансной трубы осуществляют в сторону, противоположную движению летательного аппарата.

В частности, резонансная труба параллельна оси камеры сгорания, ось многоэжекторной впускной системы направлена параллельно оси камеры сгорания, а змеевик-перегреватель расположен в камере сгорания.

В частности, выход камеры сгорания имеет конусообразную или коноидальную переходную часть к резонансной трубе, а витки змеевика-перегревателя могут быть выполнены соприкасающимися.

В частности, дно камеры сгорания выполнено плоским или имеет форму части сферы или конуса, а также дополнительно имеет обратный обтекатель.

В частности, резонансная труба выполнена с переменным сечением по своей длине, которое представляет собой конусное сечение с увеличением диаметра проходного сечения к месту выхлопа в атмосферу.

В частности, на выходе многоэжекторной системы установлен стабилизатор пламени, выполненный в виде сетки или одной и более спиралей.

В частности, многоэжекторная система представляет собой систему, выполненную из по меньшей мере двух эжекторных систем, установленных параллельно на вход в камеру сгорания.

В частности, топливная форсунка имеет одно или более сопла для прохода топлива и она устроена распылительной с распылением жидкого топлива газообразным топливом под давлением.

В частности, топливная система работает по вытеснительному типу под давлением наддува топливного бака выше, чем давление насыщенных паров жидкого топлива.

В частности, топливная система работает по насосному типу при работе насоса от электрического или механического привода.

В частности, камера сгорания образована змеевиком-перегревателем.

Краткое описание чертежей

Фиг.1. Внешний вид двигателя с камерой сгорания и змеевиком-перегревателем внутри камеры сгорания.

Фиг.2. Разрез двигателя по камере сгорания.

Фиг.3. Разрез двигателя по впускной эжекторно-инжекторной системе.

Фиг.4. Внешний вид с камерой сгорания, являющейся змеевиком-перегревателем, с вырезом по камере сгорания.

На Фиг.1 показан корпус камеры сгорания 1 двигателя летательного аппарата, выполненный из жаропрочного металлического сплава, которая имеет закрепленные сваркой, высокотемпературной пайкой или завальцовкой герметичные заднее дно 2 и передний конус 3, к которому в свою очередь указанным выше способом присоединено колено проходного патрубка выхлопа 4, к которому в свою очередь присоединена резонансная труба 5, которая может быть как прямой, так и с конусным раствором в сторону выхлопа. Направление движение летательного аппарата показано стрелкой. Снаружи корпуса двигателя расположена система впуска топливовоздушной смеси многоэжекторного типа, состоящая из первого эжектора 6, второго эжектора 7 и третьего эжектора 8, являющегося одновременно и патрубком впуска топливоздушной смеси в камеру сгорания. Отдельные эжекторы системы впуска топливовоздушной смеси соединены между собой силовыми центраторами 9 и 10. Внутри корпуса камеры сгорания 1 расположен змеевик-перегреватель 17 топлива (см. Фиг.2), имеющий входной конец 11 для подачи в него жидкого топлива и выходной конец 12, соединенный с коленом 13 топливной форсунки 18 (см. Фиг.3). В корпус камеры сгорания 1 встроена свеча 14 электровоспламенения топливовоздушной смеси электроискрового или калильного типа и силовой переходник 15, жестко соединенный с корпусом камеры сгорания 1 двигателя и имеющий присоединительную часть для крепления к ротору вертолета или корпусу ЛА или БПЛА.

На Фиг.2 показано, что во внутренней полости корпуса камеры сгорания 1 двигателя образована камера сгорания 16, внутри которой расположен змеевик-перегреватель 17, имеющий входной конец 11 и выходной конец 12, к которому присоединена топливная форсунка 17 (см. Фиг.3).

На Фиг.3 показана впускная эжекторная система, которая состоит из топливной форсунки 18, закрепленной на колене 13 змеевика-перегревателя, первого эжектора 6, второго эжектора 7 и третьего эжектора 8, являющегося одновременно и патрубком впуска топливоздушной смеси в камеру сгорания 16. На конце эжектора 8 может стоять стабилизационная пламенная сетка 19 или пламенные спирали.

На Фиг.4 показан один из вариантов осуществления настоящего изобретения, в котором корпус камеры сгорания 1 двигателя выполнен в виде навитой виток к витку и герметично сваренной или спаянной высокотемпературной пайкой по виткам трубы из жаропрочного или высокотеплопроводного металлического сплава, представляющей собой змеевик-перегреватель. Заднее дно 2 и передний конус 3, который также может быть выполнен из конусно навитой трубы змеевика-перегревателя, герметично приварены или припаяны, как указано выше, к змеевику-перегревателю. Силовой переходник 15 также приварен к змеевику-перегревателю.

Такая конструкция двигателя вследствие максимальной рабочей поверхности змеевика-перегревателя позволяет максимально использовать тепловую энергию, выделяемую в камере сгорания для перегрева поступающего в камеру сгорания топлива, и одновременно снизить тепловые нагрузки корпуса двигателя, что повышает его механическую прочность и пламенно-кислородную эрозию и коррозию корпуса.

Двигатель работает следующим образом.

Жидкое топливо под давлением от 6 атм до 40 атм подается во входной конец 11 змеевика-перегревателя 17 при помощи топливной вытеснительной системы под давлением собственных насыщенных паров топлива либо топливным насосом. В змеевике 17 топливо предварительно газифицируется за счет теплообмена с атмосферой через значительную площадь поверхности змеевика. Газообразное топливо через выходной конец 12 и колено 13 подается в топливную форсунку 18. Выходя с большой скоростью из топливной форсунки в эжектор 6, газообразное топливо подсасывает атмосферный воздух и поступает в эжектор 7, где подсасывает еще большее количество воздуха, и далее поступает в эжектор 8, который подсасывает из атмосферы еще часть воздуха, необходимого для сгорания топливоздушной смеси. Свеча электровоспламенения 14 поджигает топливоздушную смесь, после чего в камере сгорания 16 начинается горение топливоздушной смеси. После прогрева камеры сгорания 16 на выходе из конца 12 змеевика 17 газифицированное топливо достигает температуры около 600-1000°С, течение газа топлива из форсунки 14 достигает и значительно превышает скорость звука в воздухе, при этом при некотором определенном расходе топлива в камере сгорания 16 возникает устойчивое пульсирующее горение топливоздушной смеси, появляется постоянная и увеличивающаяся по мере увеличения расхода топлива тяга. Длина резонансной трубы 5 для возникновения и поддержания устойчивых автоколебаний и максимальной амплитуды автоколебаний в предлагаемом типе двигателя может быть в случае правильной настройки резонансной системы даже менее длины камеры сгорания, минимальная длина которой в общем случае не менее двух диаметров камеры сгорания. Максимальная амплитуда колебаний элементов двигателя подбирается, как и в любом типе ПуВРД в процессе доводки.

В ПуВРД обычных типов (как клапанных, так и бесклапанных) увеличение давления газообразного топлива не вызывает увеличения тяги, но в ПуВРД «давления» увеличение давления газообразного топлива вызывает почти пропорциональное увеличение тяги, описываемое линейной зависимостью. В связи с этим в предлагаемом двигателе целесообразно увеличивать давление жидкого топлива. Наиболее простым способом это достигается применением вытеснительной топливной системы на насыщенных парах самого топлива. В качестве топлива целесообразно применять MPS-газ (смесь метилацетилена, пропадиена), МАРР-газ (смесь метилацетилена, пропадиена и пропана), Ametalene (Chemtane 2).

Однако давление насыщенных паров указанных сжиженных газов при температуре 20°С не превышает 5-6 атм, что недостаточно для работы ПуВРД «давления».

Для увеличения давления подачи указанных сжиженных газов необходимо применять газы-вытеснители, в качестве которых целесообразно применение азота или природного газа (метана).

Для получения же наивысшего давления в топливной системе целесообразно применение не пропана (давление паров которого при +20°С составляет 10,5 атм, но при +15°С уже всего 9 атм, т.е. практически предельно низко для работы ПуВРД «давления»), а смесей пропана с этаном или смесей метилацетилен-пропадиена с этаном, давление паров в которых может достигать 15-30 атм (в зависимости от содержания в них этана) и при необходимых эксплуатационных температурах определяемое содержанием в жидкости этана, имеющего собственное давление насыщенных паров при 21°С около 38 атм, а при 0°С около 24 атм.

В предлагаемом двигателе выхлопные газы, исходящие из камеры сгорания, совершают поворот на 180° по отношению к вектору движения двигателя, однако из практики конструирования клапанных и бесклапанных U-образных ПуВРД (Локвуда-Хиллера) известно, что разворот выходящих из камеры сгорания выхлопных газов на 180° при пульсирующем характере работы двигателя не оказывает значительного влияния на форму и амплитуду волн сжатия и разрежения рабочего тела резонансной трубы и увеличивает гидравлическое сопротивление выпускного тракта двигателя всего на 0,2-0,5%, что не влияет на показатели тяги и топливной экономичности двигателя. В то же время известно, что уменьшение гидравлического сопротивления на впускном тракте, организуемое за счет направления входа воздуха во впускной тракт по ходу движения двигателя, уменьшает гидравлическое сопротивление системы впуска, улучшает наполнение камеры сгорания зарядом топливовоздушной смеси и повышает к.п.д. любого типа двигателя внутреннего сгорания, в том числе и ПуВРД.

Совокупность перечисленных технических решений позволяет выполнить задачу цели изобретения - получение компактного двигателя для использования в ЛА, БПЛА и в качестве привода ротора реактивного вертолета.

1. Воздушно-реактивный бесклапанный пульсирующий двигатель летательного аппарата, содержащий камеру сгорания, резонансную трубу, многоэжекторную систему впуска топливовоздушной смеси, топливную форсунку, топливную систему, змеевик-перегреватель, через вход которого подают топливо из топливной системы в многоэжекторную систему впуска топливовоздушной смеси, расположенный с задней по ходу движения летательного аппарата стороны; при этом выходная часть многоэжекторной системы соединена с камерой сгорания в ее передней по ходу движения летательного аппарата части; топливная форсунка расположена во входной части многоэжекторной системы впуска, а выпуск выхлопных газов из резонансной трубы осуществляют в сторону, противоположную движению летательного аппарата, отличающийся тем, что резонансная труба расположена с внешней стороны камеры сгорания, а змеевик-перегреватель - внутри, при этом оси резонансной трубы, камеры сгорания и многоэжекторной впускной системы расположены параллельно друг другу, а выпуск выхлопных газов из камеры сгорания осуществляют с поворотом на 180° по отношению к вектору движения двигателя.

2. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что выход камеры сгорания имеет конусообразную или коноидальную переходную часть к резонансной трубе.

3. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что витки змеевика-перегревателя выполнены соприкасающимися.

4. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что дно камеры сгорания выполнено плоским или имеет форму части сферы или конуса.

5. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что дно камеры сгорания дополнительно имеет обратный обтекатель.

6. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что резонансная труба выполнена с переменным сечением по своей длине.

7. Двигатель по п.6, отличающийся тем, что упомянутое переменное сечение представляет собой конусное сечение с увеличением диаметра проходного сечения к месту выхлопа в атмосферу.

8. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что на выходе многоэжекторной системы установлен стабилизатор пламени, выполненный в виде сетки или одной и более спиралей.

9. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что многоэжекторная система представляет собой систему, выполненную из по меньшей мере двух эжекторных систем, установленных параллельно на вход в камеру сгорания.

10. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что топливная форсунка имеет одно или более сопла для прохода топлива.

11. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что топливная форсунка устроена распылительной с распылением жидкого топлива газообразным топливом под давлением.

12. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что топливная система работает по вытеснительному типу под давлением наддува топливного бака выше, чем давление насыщенных паров жидкого топлива.

13. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что топливная система работает по насосному типу при работе насоса от электрического или механического привода.



 

Похожие патенты:

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

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 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