Способ получения тяги

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.

 

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, при чрезвычайных ситуациях, в Агропроме и т.д.

Кроме того, малая скорость распространения фронта пламени при стехиометрических соотношениях горючего и воздуха накладывает ограничения на возможность получения тяги без использования специальных устройств типа двигателей внутреннего сгорания, газотурбинных двигателей и т.д.

Известен способ многоразового лазерного поджига ракетных топливных смесей (патент RU №2406863, F02K 9/93, 20.12.2010 г.), заключающийся в том, что топливную смесь в ракетном двигателе поджигают с помощью лазера, для чего его энергию с помощью световода передают внутрь камеры сгорания.

Недостатками этого способа является то, что для его реализации необходимо наличие собственно ракетного двигателя с камерой сгорания, где происходит сжигание топливной смеси в стехиометрическом соотношении с соответствующей скорость горения, нахождение выходного торца световода, вводящего лазерное излучение в камеру сгорания в зоне высокой температуры, вследствие чего появляется необходимость в механизме его подачи, а также то, что невозможно обеспечить более эффективный и экономичный детонационный режим горения топливной смеси.

Наиболее близким по технической сущности является способ получения тяги (патент RU 2179254, MK F02K 7/04, опубл. 10.02.2002), заключающийся в том, что в полузамкнутую детонационную резонансную камеру тягового устройства подают топливную смесь и осуществляют детонационный процесс сжигания в пульсирующем режиме.

Недостатком данного изобретения является сложность конструкции, ограниченность применения.

Предлагаемое изобретение направлено на устранение указанных выше недостатков, а также значительно упрощает и удешевляет процесс создания тяги, дает возможность создания универсальных устройств.

Указанная цель достигается за счет того, что способ получения тяги, заключающийся в подаче топливной смеси в камеру, осуществлении детонационного процесса сжигания топлива в пульсирующем режиме, согласно изобретению, наружную стенку камеры закрывают микропористой пластиной, располагают ее между двумя перфорированными металлическими пластинами, при этом микропористую пластину выполняют в несколько слоев из разных материалов и разной пористости, с извилистыми капиллярами, топливную смесь подают под давлением, а детонационный процесс сжигания топлива осуществляют вблизи наружной стенки, например, лазерным лучом.

Кроме того, микропористую пластину выполняют из мелкоячеистой сетки или пористой керамики.

На наружной стенке камеры выполнены микротурбулизаторы и завихрители.

В топливную смесь добавляют легкодетонирующие компоненты, например, водород.

В отличие от прототипа направленную силу или тягу создают организацией повторяющихся взрывов в непосредственной близости от ограничивающей распространение продуктов сгорания и волны повышенного давления поверхности, для чего в камере, например плоской, из которой горючая смесь, газ или жидкое топливо поступает непосредственно в зону горения, стенку, которая воспринимает давление взрыва, делают из микропористой пластины, например из мелкоячеистой сетки или пористой керамики; при этом заранее подготовленную горючую смесь, газ или жидкое топливо, в камеру подают под давлением, а с наружной стороны стенки горючую готовую смесь или образованную в результате смешивания газа или жидкого топлива с потоком воздуха снаружи стенки, подрывают, например, лазерным лучом.

Чтобы пиковое давление от взрыва было минимальным, и сила давления на стенку более равномерной, подрываемые порции горючей смеси должны быть минимальными, а частота их подрыва максимальной, что позволяют современные лазерные системы.

Схема варианта реализации предлагаемого способа представлена чертежами, где

на фиг.1 показано поперечное сечение устройства по А-А,

на фиг.2 показан вид сверху.

Устройство состоит из камеры 1, которая закрыта микропористой пластиной 2, расположенной между перфорированными пластинами 3, лазерныйсветовод 4.

Способ осуществляется следующим образом. Газовоздушную топливную смесь под давлением подают в камеру 1, которая продавливается по капиллярам микропористой пластины 2, выходит наружу, где ее подрывают, например, лучом лазера через световод 4, создавая импульс давления на микропористую пластину 2. Вследствие большого гидросопротивления капилляров микропористой пластины 2 и малой длительности импульса давления повышенное давление не проходит внутрь камеры. Для предохранения микропористой пластины 2 от разрушения ее помещают между двумя перфорированными металлическими пластинами 3 достаточной прочности.

Для предотвращения детонирования газовоздушной смеси внутри камеры 1 микропористая пластина 2 может быть выполнена в несколько слоев из разных материалов и разной пористости с извилистыми капиллярами.

В варианте, когда в камеру 1 подается не газовоздушная смесь, а чистый газ или жидкое топливо, смешивание с воздухом происходит снаружи камеры 1, на ее наружной поверхности, где выходит газ или жидкое топливо, должны быть выполнены микротурбулизаторы и завихрители.

Для снижения порога детонации топливной смеси в нее могут быть добавлены легкодетонирующие компоненты или ультрадисперсные порошки веществ, поглощающих лазерное излучение, например, углерод.

Инициирование детонации газовоздушной смеси может быть произведено любым известным способом - ударным, электроискровым или лазерным, в зависимости от назначения и конструкции устройства.

Поскольку время детонационного импульса измеряется долями микросекунды, то даже при частоте следования импульсов, измеряемой килогерцами, времени промежутка между импульсами достаточно для накопления заряда на наружной поверхности пластины 2 и охлаждения ее поверхности; при этом отдельные импульсы сливаются в постоянную тягу, а топливо дросселируется по капиллярам на наружную поверхность пластины практически непрерывно даже при небольшом по сравнению со среднеинтегральным наружным давлением давлением подачи топлива.

Именно благодаря такому способу запирания посредством гидросопротивления капиллярной структуры пластины становится возможным избавиться от клапанов, форсунок, резонансных камер, детонационных труб и др.

Таким образом двигатель, работающий по предлагаемому способу, становится предельно простым и вырождается в плоскую конструкцию с минимальными размерами в направлении тяги. Величина тяги такого двигателя зависит от площади поверхности, на которую воздействуют импульсы взрывов, и среднеинтегрального давления на эту поверхность, которое зависит от величины и частоты следования этих импульсов. При этом величина и частота импульсов зависят от давления подачи топлива.

1. Способ получения тяги, заключающийся в подаче топливной смеси в камеру, осуществлении детонационного процесса сжигания топлива в пульсирующем режиме, отличающийся тем, что наружную стенку камеры закрывают микропористой пластиной, располагают ее между двумя перфорированными металлическими пластинами, при этом микропористую пластину выполняют в несколько слоев из разных материалов и разной пористости, с извилистыми капиллярами, топливную смесь подают под давлением, а детонационный процесс сжигания топлива осуществляют вблизи наружной стенки, например, лазерным лучом.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что микропористую пластину выполняют из мелкоячеистой сетки или пористой керамики.

3. Способ по п.1, отличающийся тем, что на наружной стенке камеры выполнены микротурбулизаторы и завихрители.

4. Способ по п.1, отличающийся тем, что в топливную смесь добавляют легкодетонирующие компоненты, например водород.



 

Похожие патенты:

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 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 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. .

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