Способ организации детонационно-дефлаграционного горения и детонационно-дефлаграционный пульсирующий прямоточный воздушно-реактивный двигатель

Авторы патента:


Способ организации детонационно-дефлаграционного горения и детонационно-дефлаграционный пульсирующий прямоточный воздушно-реактивный двигатель
Способ организации детонационно-дефлаграционного горения и детонационно-дефлаграционный пульсирующий прямоточный воздушно-реактивный двигатель

 


Владельцы патента RU 2563092:

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

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.

 

Изобретение относится к пульсирующим детонационным воздушно-реактивным двигателям. Более точно изобретение касается способа организации детонационно-дефлаграционного горения и детонационно-дефлаграционного пульсирующего прямоточного воздушно-реактивного двигателя, который не использует при создании пульсации механических клапанов или газодинамическое перекрытие топливных каналов.

Известен способ организации детонационного режима горения в камере сгорания сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя (патент РФ №2285143, опубл. 10.10.2006), который включает подачу топливо-воздушной газовой смеси в камеру сгорания двигателя, генерирование внутренних ударных волн в проточной части камеры сгорания, формируемых регулируемыми элементами камеры сгорания. В проточной части камеры сгорания создают систему симметричных наклонных падающих ударных волн. В центральной части поперечного сечения камеры сгорания в результате взаимодействия этих волн друг с другом формируется пересжатая детонационная волна - ножка Маха с возможностью регулирования ее размера и местоположения в проточной части камеры сгорания. Размер ножки Маха, а тем самым и ее положение в продольном направлении камеры сгорания, а также и ее стационарность, задают посредством изменения геометрических параметров регулирующих элементов камеры сгорания в зависимости от числа Маха потока на входе в камеру сгорания и химического состава поступающей топливо-воздушной газовой смеси.

Известен сверхзвуковой пульсирующий детонационный прямоточный (СПДПД) воздушно-реактивный двигатель (СПДВРД) (патент РФ №2157909, опубл. 20.10.2000), который содержит сверхзвуковой воздухозаборник, сверхзвуковую камеру смешения, сверхзвуковую камеру сгорания, сверхзвуковое сопло, устройство запуска двигателя и систему подачи топлива. Система подачи топлива содержит пилоны с соплами и клапаны изменения режима подачи топлива. Известен способ функционирования этого сверхзвукового пульсирующего детонационного прямоточного воздушно-реактивного двигателя при котором в момент запуска двигателя подают топливо и инициируют детонационную волну, дальнейшую работу двигателя обеспечивают последовательно-периодически, изменяя подачу топлива, реализуя в камере сгорания богатую и бедную топливо-воздушную смесь и вызывая изменения направления и скорости перемещения детонационной волны относительно камеры сгорания от ее выхода ко входу по богатой смеси и в обратном направлении по бедной смеси, в предельном случае - по чистому воздуху, при сохранении направления движения волны против потока топлива.

Известен пульсирующий детонационный прямоточный воздушно-реактивный двигатель (патент РФ №2476705, опубл. 27.02.2013), который содержит сверхзвуковой воздухозаборник, сверхзвуковую камеру смешения, сверхзвуковую камеру сгорания, выхлопное сверхзвуковое сопло, воспламенитель топливо-воздушной 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 топливо-воздушной смеси размещен в сверхзвуковой камере сгорания в поперечной нише и выполнен постоянно работающим. Сопла системы подачи топлива выполнены открытыми с возможностью газодинамического перекрытия.

В известных технических решениях детонационное горение организуют изменением подачи топлива в прямоточный воздушно-реактивный двигатель. Пульсацию детонационной волны организуют изменением подачи топлива, для чего используют механические клапаны или газодинамическое перекрытие топливных каналов. «Газодинамический клапан» - ударная волна, которая на каждом цикле, полностью прервав подачу топлива, что уменьшает тягу, движется к воздухозаборнику и может нарушить его работу.

В основу изобретения положена задача упрощения конструкции детонационного пульсирующего прямоточного воздушно-реактивного двигателя путем создания детонационно-дефлаграционного горения и детонационно-дефлаграционного пульсирующего прямоточного воздушно-реактивного двигателя.

Техническим результатом является функционирование пульсации детонационной волны без механических или газодинамических клапанов при непрерывной подаче топлива и недопущение (благодаря подбору степени торможения высокоскоростного потока в воздухозаборнике) возникающей при этом ударной волны до топливных сопел и воздухозаборника. Другими техническими результатами являются повышение тяги за счет непрерывного поступления топлива и высокая частота процесса, определяемая большими скоростями детонационной волны и сверхзвукового потока, сносящего очаги медленного горения.

Поставленная задача решается тем, что организуют детонационно-дефлаграционное горение в воздушно-реактивном двигателе для высоких скоростей полета, для чего набегающий высокоскоростной сверхзвуковой поток воздуха тормозят в криволинейном пространстве воздухозаборника по мере его продвижения, в зоне образования скорости, меньшей, чем скорость детонационной волны, возникающей при горении, непрерывно подают топливо, которое смешивают с воздухом, и создают непрерывный поток горючей смеси, имеющий зону недостаточного смешения с образованием «бедной» смеси в области ввода топлива и хорошо перемешанную горючую смесь в зоне, расположенной ниже по течению потока, воспламеняют хорошо перемешанную горючую смесь, образующуюся при этом детонационную волну, движущуюся со скоростью выше скорости потока горючей смеси и распространяющуюся вместе с ударной волной против потока, гасят при поступлении в зону недостаточного смешения за счет самогашения в «бедной» смеси, а очаги медленного дефлаграционного горения, возникающие при гашении и сносимые набегающим потоком вниз по течению, попадают в хорошо перемешанную горючую смесь, воспламеняют ее и инициируют новую детонационную волну, распространяющуюся против потока, реализуя переход от дефлаграции к детонации, в результате чего организуется пульсирующий процесс детонационно-дефлаграционного горения с высокой частотой, определяемой большими скоростями детонационной волны и сверхзвукового потока, до топливных сопел и воздухозаборника.

Целесообразно, если топливо подают в зоне образования скорости, сравнительно больших чисел Маха (М=3-4).

Поставленная задача решается также тем, что детонационно-дефлаграционный пульсирующий прямоточный воздушно-реактивный двигатель для высоких скоростей полета, включает последовательно размещенные сверхзвуковой воздухозаборник, систему подачи топлива с пилонами и звуковыми или сверхзвуковыми соплами, сверхзвуковые камеры смешения и сгорания и выхлопное сопло, которые конструктивно приспособлены для реализации вышеуказанного способа организации детонационно-дефлаграционного горения.

Целесообразно чтобы топливные сопла были расположены на входе камеры смешения и выполнены открытыми для постоянной подачи топлива в поток с требуемым расходом, а сверхзвуковая скорость потока в камере смешения выполнена с расчетом на сверхзвуковую скорость потока, при которой ударная волна, возникающая при погасании детонационной волны после ее попадания в зону недостаточно смешанной горючей смеси, не доходит до топливных пилонов и до воздухозаборника, а воздухозаборник выполнен так, что его контур тормозит набегающий высокоскоростной поток воздуха до чисел Маха (М=3-4) и скорости, которая меньше скорости детонационной волны, но больше скорости ударной волны, возникающей при погасании детонационной волны.

В дальнейшем изобретение поясняется описанием и фигурами, где на фиг.1 и фиг.2 соответственно приведены принципиальные общая и внутренняя схемы детонационно-дефлаграционного пульсирующего прямоточного воздушно-реактивного двигателя предназначенного для осуществления способа, согласно изобретению.

Далее приведен пример выполнения способа и детонационно-дефлаграционного пульсирующего прямоточного воздушно-реактивного двигателя для осуществления способа.

Способ организации детонационно-дефлаграционного горения, согласно изобретению, может быть реализован в пульсирующем детонационно-дефлаграционном прямоточном воздушно-реактивном двигателе для высоких скоростей полета, который содержит последовательно размещенные сверхзвуковой воздухозаборник 1, систему 2 подачи топлива с пилонами и соплами, сверхзвуковые камеры смешения 3 и сгорания 4, и выхлопное сверхзвуковое сопло 7.

Топливные сопла размещены в начале камеры смешения 3. Воспламенитель горючей смеси 6 размещен в конце камеры сгорания 4 в поперечной нише 5 и предназначен для запуска.

Согласно изобретению, в сверхзвуковой поток воздуха после воздухозаборника 1, тормозящего высокоскоростной набегающий поток, из звуковых или сверхзвуковых топливных сопел системы 2 непрерывно подают в топливо и смешивают его с воздухом в камере смешения 3. Это создает непрерывный поток горючей смеси, имеющий зону недостаточного смешения с образованием «бедной» смеси в области ввода топлива (у топливных сопел системы 2) и хорошо перемешанную горючую смесь в зоне, расположенной ниже по течению потока. Хорошо перемешанную горючую смесь первично воспламеняют воспламенителем 6. При воспламенении организуется процесс горения с образованием ударных (УВ) и детонационных волн (ДВ). Образующаяся детонационная волна движется со скоростью выше скорости потока горючей смеси и распространяется вместе с ударной против потока. При поступлении в зону недостаточного смешения (у топливных сопел системы 2) детонационную волну гасят за счет ее самогашения в «бедной» смеси. Образуется волна разряжения (BP), контактный разрыв (КР) и фронт медленного горения (ФГ). Очаги медленного дефлаграционного горения, возникающие при гашении, набегающий поток горючей смеси сносит их вниз по течению, где они попадают в хорошо перемешанную горючую смесь, воспламеняют ее и инициируют новую детонационную волну, распространяющуюся против потока, реализуя переход от дефлаграции к детонации, в результате чего организуется пульсирующий процесс детонационно-дефлаграционного горения с высокой частотой, определяемой большими скоростями детонационной волны и сверхзвукового потока, до топливных сопел и воздухозаборника.

Целесообразно, если топливо подают в зоне образования скорости, сравнительно больших чисел Маха (М=3-4).

Детонационная волна (ДВ) гаснет при попадании в зону недостаточного смешения, возникающая при этом ударная волна (УВ) не может преодолеть сверхзвуковой поток и дойти до топливных сопел и воздухозаборника. Детонационная волна (ДВ) движется по камере сгорания 4 и части камеры смешения 3. При поступлении в зону недостаточного смешения происходит самогашение детонационной волны за счет попадания в «бедную» смесь.

Прохождению ударной волны в воздухозаборник 1 препятствует сверхзвуковой поток в камере смешения 3 со специально подобранным числом Маха. Благодаря подбору степени торможения высокоскоростного потока в воздухозаборнике 1 возникающая при гашении ударная волна не доходит до топливных сопел и воздухозаборника.

Двигатель приспособлен для осуществления способа известными расчетными средствами с помощью изменения геометрических параметров регулирующих элементов камеры сгорания в зависимости от числа Маха потока на входе в камеру сгорания и химического состава поступающей топливо-воздушной газовой смеси и экспериментами (см.: 1. Нетлетон М. Детонация в газах / Под ред. Л.Г. Гвоздевой. М.: Мир, 1989. С.15, 33-39; 2. Митрофанов В.В. Детонация гомогенных и гетерогенных систем. Новосибирск: ИГЛ СО РАН, 2003. 199 с.; 3. Васильев А.А. Особенности применения детонации в двигательных установках. С.129, 141-145; 4. Левин В.А. и др. Инициирование газовой детонации электрическими разрядами. С.235-254; 5. Быковский Ф.А. и др. Инициирование детонации в потоках водородно-воздушных смесей. С.521-539 / Импульсные Детонационные Двигатели. Под ред. С.М. Фролова. М.: Торус-Пресс, 2006. 592 с.).

В случае наилучшего выполнения, топливные сопла системы 2 были расположены на входе камеры смешения 3 и выполнены открытыми для постоянной подачи топлива в поток с требуемым расходом. Сверхзвуковая скорость потока в камере смешения 3 выполнена с расчетом на сверхзвуковую скорость потока, при которой ударная волна, возникающая при погасании детонационной волны после ее попадания в зону недостаточно смешанной горючей смеси, не доходит до топливных пилонов и до воздухозаборника 1. Воздухозаборник 1 выполнен так, что его контур тормозит набегающий высокоскоростной поток воздуха до чисел Маха (М=3-4) и скорости, которая меньше скорости детонационной волны, но больше скорости ударной волны, возникающей при погасании детонационной волны.

Такая конструкция расширяет диапазон скоростей полета летательного аппарата до чисел Маха 5-8.

Способ функционирования детонационно-дефлаграционного пульсирующего прямоточного воздушно-реактивного двигателя для высоких скоростей полета состоит в том, что на вход сверхзвуковой камеры смешения 3 через сверхзвуковой воздухозаборник 1 подают воздух, а через топливные сопла системы 2 - топливо. За соплами в сверхзвуковой камере смешения 3 формируют горючую смесь, направляют ее в камеру сгорания 4 и заполняют нишу 5. В нише воспламенителем 6 инициируют первичное воспламенение и горение смеси, переходящее в детонацию. Дальнейшую работу двигателя обеспечивают, направив возникшую детонационную волну против потока за счет выбора его сверхзвуковой скорости меньшей, чем скорость детонационной волны. После прихода в зону недостаточного смешения вблизи топливных сопел детонационная волна гаснет, порождая ударную волну, которая движется против потока со скоростью, меньшей скорости сверхзвукового потока. Потоком сносит контактный разрыв с близкими к нему очагами медленного горения и волну разрежения. Возникшие при погасании детонационной волны очаги медленного горения поток сносит в зону хорошего смешения, где образуется «богатая» горючая смесь. При работе двигателя на «богатой» горючей смеси очаги образуют сплошной фронт, реализуют переход от дефлаграции к детонации, обеспечивая периодичность процесса. Таким образом, детонационная волна всегда движется против потока между сечением перехода от дефлаграции к детонации (сечение УВ) и сечением недостаточно перемешанной смеси вблизи топливных сопел системы 2, где существование детонационной волны невозможно.

В обеспечение исследований по детонационным двигателям создана экспериментальная установка, моделирующая работу камер смешения и сгорания в режиме «присоединенного трубопровода» (требуемый сверхзвуковой поток воздуха на входе в камеры смешения или сгорания создает сверхзвуковое сопло). При моделировании на ней работы предлагаемого способа обнаружено, что при постоянной подаче водородного топлива для коэффициентов избытка воздуха от 1 до 1.4 пульсирующий процесс с гаснущими и вновь возникающими идущими против потока детонационными волнами реализуется. Реализуется устойчивый пульсирующий режим работы, заведомо более высокочастотный, чем в СПДВРД.

Для рабочего процесса можно ожидать высоких топливной экономичности, полноты сгорания и температуры продуктов сгорания.

При числах Маха полета М=5-8 реализуемый процесс горения требует меньшего, чем в ПВРД (прямоточном воздушно-реактивном двигателе) и СПВРД (ПВРД со сверхзвуковым горением) торможения потока (до М=3-4 на выходе из воздухозаборника), снижая теплонапряженность тракта двигателя.

Таким образом, предлагаемое изобретение при отсутствии обеспечивающих пульсирующий режим работы двигателя механических клапанов:

расширяет диапазон скоростей полета летательных аппаратов до чисел Маха М=5-8;

при числах Маха полета М=5-8 уменьшает теплонапряженность тракта двигателя;

обеспечивает постоянство расхода топлива и недопущение до воздухозаборника ударных волн, движущихся против потока.

1. Способ организации детонационно-дефлаграционного горения в воздушно-реактивном двигателе для высоких скоростей полета, заключающийся 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.

2. Детонационно-дефлаграционный пульсирующий прямоточный воздушно-реактивный двигатель для высоких скоростей полета, включающий последовательно размещенные сверхзвуковой воздухозаборник, систему подачи топлива с пилонами и звуковыми или сверхзвуковыми топливными соплами, сверхзвуковые камеры смешения и сгорания и выхлопное сопло, отличающийся тем, что геометрические параметры криволинейного пространства воздухозаборника выбраны исходя из условия образования в зоне расположения топливных сопел скорости потока, меньшей, чем скорость детонационной волны, возникающей при горении, но большей, чем скорость ударной волны, возникающей при гашении детонационной волны, а топливные сопла выполнены с возможностью формирования вблизи них зоны недостаточного смешения потоков воздуха и топлива.



 

Похожие патенты:

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.

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. .

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