Двигатель с незатухающей детонационной волной и летательный аппарат, оборудованный таким двигателем

Авторы патента:


Двигатель с незатухающей детонационной волной и летательный аппарат, оборудованный таким двигателем
Двигатель с незатухающей детонационной волной и летательный аппарат, оборудованный таким двигателем
Двигатель с незатухающей детонационной волной и летательный аппарат, оборудованный таким двигателем

 


Владельцы патента RU 2609901:

МБДА ФРАНС (FR)

Двигатель с незатухающей детонационной волной, работающий на взрывчатой смеси топливо/окислитель, содержит по меньшей мере одну детонационную камеру, систему впрыска для непрерывного впрыска взрывчатой смеси в детонационную камеру на ее верхнем по ходу потока конце. Детонационная камера включает базу нагнетания на верхнем конце, а также две стенки, которые проходят по обе стороны от этой базы нагнетания средства инициирования. Средства инициирования расположены в детонационной камере, чтобы инициировать во взрывчатой смеси детонационную волну, которая далее распространяется во взрывчатой смеси и вызывает появление последовательных, самоинициированных детонационных волн с тем, чтобы возникла непрерывная выработка горячих газов, выходящих из детонационной камеры через нижний по ходу потока, открытый конец. Детонационная камера включает базу нагнетания, длина которой определяется незамкнутой линией, таким образом, чтобы сформировать детонационную камеру, имеющую удлиненную форму в поперечной плоскости, и тем, что система впрыска расположена таким образом, чтобы впрыскивать смесь топливо/окислитель в указанную детонационную камеру, по меньшей мере, на участке базы нагнетания. Изобретение направлено на расширение диапазонов работы, ограничение пускового давления. 4 н. и 12 з.п. ф-лы, 7 ил.

 

Область техники

Изобретение относится к двигателю с незатухающей детонационной волной, работающему на взрывчатой смеси топливо/окислитель, а также к летательному аппарату, который оборудован таким двигателем.

Уровень техники

Известно, что большинство силовых установок, используемых в авиационной и космической областях, основаны на термодинамическом цикле сгорания при постоянном давлении.

Кроме того, известно, что использование термодинамического цикла сгорания при постоянном объеме позволяет теоретически существенно повысить производительность двигателя (на 15-25%). Тем не менее, из-за скорости перемещения большинства летательных аппаратов осуществление сжигания при постоянном объеме оказывается достаточно сложным и требует разработки систем, которые являются сложными и трудно реализуемыми.

Использование термодинамического цикла детонации может обеспечить такие же преимущества с точки зрения энергоэффективности. Детонационный цикл очень похож на цикл сгорания при постоянном объеме (реакция происходит очень быстро и в очень малой толщине смеси, которая не имеет достаточного времени для расширения, чтобы ограничить увеличение давления) и соответствует термодинамическому коэффициенту полезного действия, который даже немного выше.

Импульсный детонационный двигатель (PDE) известен как детонационный двигатель, у которого трубка, которая закрыта на одном из ее концов, наполняется свежей смесью топливо/окислитель и затем в этой свежей смеси инициируется детонация. В течение всего времени, пока детонационная волна движется по длине трубки, на закрытом конце существует избыточное давление и мгновенно создается тяга. В этом случае необходимо дождаться опорожнения горячих газов, поступающих от реакции горения в детонационной камере, затем заполнить ее свежей взрывчатой смесью прежде, чем появится возможность начать новую волну детонации, чтобы вызвать новый импульс тяги.

Импульсный характер тяги (рабочая частота от 50 до 200 Гц) создает очень тяжелую вибрационную среду для остальной части двигателя и, кроме того, требует значительной подачи энергии в каждом цикле для того, чтобы инициировать детонацию, что может представлять собой серьезную проблему с точки зрения общей эффективности, когда предполагается использование пар топливо/окислитель, не обладающих хорошей воспламеняемостью. Эти характеристики ограничивают его использование очень специфическими практическими применениями (например, в простых и недорогих дозвуковых системах) или очень сложными системами, связанными с множеством трубок PDE типа.

Для того чтобы преодолеть проблему очень жестких условий вибрации, порождаемых, априори, импульсным детонационным двигателем, возможно использовать двигатель с незатухающей детонационной волной (CDWE). В таком двигателе с незатухающей детонацией непрерывная выработка горячих газов происходит из-за незатухающих детонационных волн, образующихся в кольцевой камере. Смесь топливо/окислитель непрерывно вводят на одном из концов кольцевой камеры. И затем возникает детонационная волна. Эта волна движется по окружности в свежей взрывчатой смеси, тогда как горячие газы, которые она производит, распространяются в остальную часть детонационной камеры. Поскольку подача свежего топлива и воздуха в детонационную камеру происходит непрерывно, когда детонационная волна возвращается к своей исходной точке, она вновь взаимодействует со свежей взрывчатой топливно-воздушной смесью и продолжает свое движение, которое становится, таким образом, непрерывным.

Таким образом, представлена кольцевая камера, в которой серия окружных детонационных волн, движущихся с частотой несколько кГц (до 30 кГц), производит горячие газы, которые расширяются в направлении открытого конца камеры. Таким образом, имеется, как и в случае с камерой сгорания при постоянном давлении, генератор горячих газов, которые формируют на выходе из детонационной камеры сверхзвуковой поток, характеристики которого являются относительно равномерными.

Преимущество этого CDWE двигателя состоит в том, что с точки зрения термодинамического цикла детонация имеет потенциал (как это имеет место для двигателя PDE) для эффективности на 15-25% больший, чем у сжигания при постоянном давлении. Кроме того, его принцип работы предотвращает образование очень тяжелой вибрационной среды, как в случае с импульсным детонационным двигателем (PDE).

Однако практическое применение этого двигателя с непрерывной детонацией CDWE ограничено использованием закрытой детонационной камеры обычно кольцевой формы. Эта кольцевая камера включает в себя на своем верхнем по ходу потока конце поперечную поверхность (именуемую далее базой нагнетания), которая представлена кольцевой формой, иными словами ее ширина постоянна и ее длина определяется общей линией, образующей замкнутую кривую, обычно замкнутую окружность. Однако максимальный уровень производительности может быть достигнут лишь в относительно узком диапазоне локальных условий эксплуатации (в частности, насыщенность смеси топливо/окислитель). Таким образом, разработка кольцевой камеры, работающей в очень широком диапазоне областей применения, при одновременном соблюдении условий, необходимых для получения удовлетворительной эффективности использования энергии во всех точках этой камеры, является трудной задачей.

Задачей изобретения является улучшение вышеупомянутого двигателя с непрерывной детонацией, в частности, за счет преодоления этих недостатков.

С этой целью в соответствии с изобретением представлен двигатель с незатухающей детонационной волной, который работает на взрывчатой смеси топливо/окислитель и который включает:

- по меньшей мере одну детонационную камеру;

- систему впрыска для непрерывного впрыска взрывчатой смеси в указанную детонационную камеру на ее верхнем по ходу потока конце, указанная детонационная камера включает базу нагнетания на указанном верхнем конце, а также две стенки, которые проходят по обе стороны от этой базы нагнетания; и

- средства инициирования, которые расположены в указанной детонационной камере, чтобы инициировать во взрывчатой смеси детонационную волну, которая далее распространяется в указанной смеси и вызывает появление последовательных, самоинициированных детонационных волн с тем, чтобы возникла непрерывная выработка горячих газов, согласно изобретению указанная детонационная камера включает базу нагнетания, длина которой определяется незамкнутой линией с целью формирования детонационной камеры, имеющей удлиненную форму в поперечной плоскости, и тем, что система впрыска расположена таким образом, чтобы впрыскивать смесь топливо/окислитель в указанную детонационную камеру по меньшей мере на участке указанной базы нагнетания. В частности, эта система впрыска сформирована таким образом, чтобы создать (совместно с волной, инициированной посредством средств инициирования) особые локальные условия, которые позволяют образовать указанную серию детонационных волн (самопроизвольно инициированных) в указанной детонационной камере.

Таким образом, в соответствии с изобретением получен двигатель с незатухающей детонационной волной, который включает детонационную камеру, которая не имеет (и не ограничивается) (замкнутой) кольцевой формы и может иметь множество других различных (открытых) форм, как показано ниже.

Эта детонационная камера содержит вытянутую в верхней по ходу потока части базу впрыска, которая может иметь любую открытую, но не замкнутую форму по длине, в частности прямую или изогнутую, в отличие от кольцевой камеры. Эта камера далее содержит две стенки, которые предпочтительно являются параллельными и простираются по обе стороны от этой базы нагнетания. Указанная камера, таким образом, имеет трехмерную геометрическую форму, имеющую стороны (плоские или неплоские), которые сходятся краями. В частности, указанная камера может иметь форму любого типа гексаэдра (многогранник, имеющий шесть плоских сторон), в частности, форму параллелепипеда (шестигранник, имеющий попарно параллельные стороны). В случае прямоугольной базы нагнетания, которая определяется, таким образом, прямыми линиями, камера может принимать, например, общую форму прямоугольного параллелепипеда (все стороны которого являются прямоугольниками).

В силу множества форм, которые могут быть рассмотрены для детонационной камеры, в соответствии с изобретением возможные области применения указанного двигателя значительно расширены по сравнению с обычным двигателем с кольцевой детонационной камерой и обеспечивается возможность преодоления вышеупомянутых недостатков, как показано ниже.

Следует отметить, что внутри детонационной камеры, ниже по ходу движения начальной детонационной волны (которая инициирована посредством средств инициирования), имеется слой свежей смеси (введенный посредством системы впрыска), так как он находится в контакте с горячими газами и при определенных условиях, которые можно определить (в частности, эмпирически), это приводит к появлению новых, самоинициированных детонационных волн. Согласно изобретению в детонационной камере, вдоль протяженности базы нагнетания, посредством создания (с помощью предыдущей волны и системы впрыска) локальных условий, обеспечивающих каждый раз автоматическое инициирование, таким образом, формируется указанная серия последовательных детонационных волн (самоинициированных, то есть самопроизвольно инициированных). За пределами зоны нагнетания, вдоль протяженности базы нагнетания, детонационная волна вырождается в одиночную волну давления.

В контексте изобретения концы детонационной камеры (на каждом конце базы нагнетания) могут быть открыты или закрыты в независимости друг от друга, а инициирование (реализованное указанными средствами инициирования) может происходить в любом месте вдоль протяженности базы нагнетания камеры.

Благодаря вышеупомянутым характерным признакам изобретения, может быть рассмотрено множество областей применения, в частности для жидкостных ракетных двигателей, системы газотурбинных двигателей или даже прямоточных воздушно-реактивных двигателей.

В одном конкретном варианте осуществления изобретения указанная система впрыска способна производить впрыск на различные расстояния вдоль протяженности указанной базы нагнетания, который обеспечивает следующие преимущества:

- возможность оптимальной работы в широком диапазоне с точки зрения требуемой тяги (для применения в прямоточных воздушно-реактивных двигателях) или общей насыщенности (для применения в газотурбинных двигателях): впрыск осуществляется на большем или меньшем отрезке камеры, остальная часть снабжается только окислителем (воздух, априори) и

- ограничение пускового давления и постепенное увеличение скорости.

Кроме того, в этом случае, если на летательном аппарате установлены два двигателя такого типа так, чтобы обеспечить тяговые усилия соответственно по обе стороны от оси вращения указанного летательного аппарата, то вращение летательного аппарата вокруг этой оси может быть обеспечено посредством асимметричного впрыска. Для наглядности можно смонтировать такой двигатель на каждом крыле самолета, база впрыска определяется каждый раз вдоль задней кромки соответствующего крыла и создает путевой момент посредством осуществления различного впрыска в этих двух двигателях. Таким образом, возможно обеспечить поддержку в управлении судном путем асимметричного управления впрыском.

Кроме того, двигатель может предпочтительно содержать по меньшей мере один контур для охлаждения указанной детонационной камеры, в котором топливо может циркулировать до его введения в указанную камеру. Предпочтительно указанный контур охлаждения проходит по меньшей мере по одной боковой стенке указанной детонационной камеры, по меньшей мере по части ее длины.

Таким образом, детонационная камера может охлаждаться посредством части или всего топлива до его введения в эту камеру. Это предоставляет возможность обеспечения теплового сопротивления детонационной камеры посредством испарения по меньшей мере некоторой части впрыскиваемого топлива в процессе его циркуляции в указанном контуре. Прямое введение предварительно испаренного топлива гарантирует инициирование и стабильность детонации взрывчатой топливно-воздушной смеси. Также обеспечивается предотвращение проблем, связанных с периодом испарения капель топлива и химической реакцией.

Кроме того, в одном конкретном варианте осуществления изобретения указанная детонационная камера имеет разветвление базы нагнетания, позволяющее создать по меньшей мере две удлиненные ветви за указанным разветвлением, каждая из которых снабжается взрывчатой смесью, указанной системой впрыска, которая позволяет создавать две линии тяговых усилий посредством распространения волн в двух ветвях.

В этом случае указанная система впрыска предпочтительно может быть сформирована таким образом, чтобы обеспечивать впрыск в каждой из этих ветвей на более длинном или более коротком отрезке и таким образом обеспечивать возможность управления (вектором тяги) летательным аппаратом, оснащенным указанным двигателем.

Кроме того, в одном конкретном варианте осуществления изобретения указанный двигатель включает в себя в дополнение к указанной разветвленной камере кольцевую детонационную камеру, указанная разветвленная камера соединена с кольцевой камерой таким образом, чтобы образовывалась гибридная камера. Этот конкретный вариант осуществления изобретения, таким образом, сочетает в себе преимущества кольцевой камеры (гарантированная стабильность работы) и преимущества разветвленной камеры:

- оптимальная работа в широком диапазоне условий (тяга/насыщенность): впрыск осуществляется на большем или меньшем отрезке длины камеры, остальная часть снабжается только окислителем (воздух, априори);

- ограничение пускового давления: запускается только кольцевая камера, и

- распределенное тяговое усилие (и распределенное управление).

Кроме того, в одном конкретном варианте осуществления изобретения указанная гибридная камера имеет форму кольцевой детонационной камеры, которая обеспечена концентрическими расширениями (или ветвями) с изменяемым отрезком впрыска. Эти концентрические расширения могут быть расположены внутри кольцевой детонационной камеры или снаружи кольцевой детонационной камеры. В этом случае тягой легко управлять в непрерывном режиме посредством снабжения большей или меньшей части длины расширений топливом (или топливом и окислителем в случае ракетной силовой установки). Точно таким же образом можно легко управлять ориентацией тяги (в случае прямоточного воздушно-реактивного двигателя или ракетного двигателя).

Изобретение также относится к движительной системе (например, прямоточный воздушно-реактивный двигатель, газотурбинный двигатель или двигатель ракетного типа) для летательного аппарата, который оснащен по меньшей мере одним двигателем с незатухающей детонационной волной, описанным выше.

В одном конкретном варианте осуществления изобретения эта движительная система снабжена по меньшей мере двумя двигателями такого типа, каждый из которых включает в себя систему впрыска, обеспечивающую управление впрыском. Таким образом, можно обеспечить асимметричное управление впрыском, которое может способствовать управлению летательным аппаратом.

Изобретение также относится к летательному аппарату, в частности к самолету или ракете, которая оснащена двигателем и/или движительной системой, описанной выше.

Изобретение также может быть применено к энергогенерирующей системе, установленной на земле, в частности к газовой турбине, которая снабжена по меньшей мере одним двигателем с незатухающей детонационной волной, описанным выше.

Краткое описание чертежей

Чертежи обеспечивают понимание того, как может на практике быть реализовано изобретение. На этих чертежах одинаковыми позициями обозначены подобные элементы.

Фиг.1 и 2 представляют собой очень схематичный вид в перспективе двигателя с незатухающей детонационной волной в соответствии с изобретением соответственно для двух различных форм детонационной камеры.

Фиг.3 представляет собой схематический вид в перспективе конкретного варианта выполнения двигателя согласно изобретению, включающего разветвленную детонационную камеру.

Фиг.4 представляет собой схематический вид сверху, изображенный на фиг.3.

Фиг.5 представляет собой схематический вид конкретного варианта осуществления двигателя согласно изобретению, содержащего гибридную камеру.

Фиг.6 и 7 представляют собой схематические виды вариантов двигателя, имеющего гибридную камеру, включающую внутренние и внешние расширения соответственно.

Двигатель 1 в соответствии с изобретением, схематически показанный на фиг.1, является двигателем с незатухающей детонационной волной и относится к движительным системам 2, подлежащим установке на летательный аппарат и предназначенным для использования в авиационной и/или космической областях.

Обычно этот двигатель с незатухающей детонационной волной 1 работает на взрывчатой смеси топлива и окислителя (в частности, воздуха) и включает обычно:

- по меньшей мере одну детонационную камеру 3;

- систему впрыска 4 для непрерывного впрыска компонентов (топливо, окислитель) указанной взрывчатой смеси в указанную детонационную камеру 3 на ее верхнем по ходу потока конце 5; источниками этих компонентов могут быть обычные средства хранения 6 и 7; а также

- средства инициирования 8, показанные очень схематично; эти обычные средства инициирования 8 (например, электровоспламенитель, преддетонационная трубка и т.д.) расположены в указанной детонационной камере 3 так, чтобы инициировать во взрывчатой смеси детонационную волну, которая далее распространяется во взрывчатой смеси и вызывает появление последовательных, самоинициированных детонационных волн, с тем, чтобы возникла непрерывная выработка горячих газов, выходящих из детонационной камеры 3 через нижний по ходу потока, открытый конец 9.

Следует отметить, что в данном описании понятие выше и ниже определяются по отношению к общему направлению потока Е газов.

Согласно изобретению указанная детонационная камера 3 включает в себя на верхнем конце 5 (по отношению к указанному направлению Е), на входе, поперечную поверхность, называемую базой нагнетания 10. Эта поверхность, поперечная по отношению к продольному направлению камеры 3, как правило, определяется по общему направлению потока Е газов. Эта база нагнетания 10 имеет длину L1, которая определяется незамкнутой линией таким образом, чтобы образовать детонационную камеру 3, имеющую удлиненную, а не кольцевую форму в поперечной плоскости. Что касается ширины L2 базы нагнетания 10, то она может быть переменной, но предпочтительно она постоянная.

Эта база нагнетания 10 может иметь любую открытую форму по длине, в частности прямую или изогнутую, но не замкнутую, в отличие от обычной кольцевой камеры. Камера 3 далее содержит две стенки 12 и 13, которые являются, например, параллельными и проходят в продольном направлении по обе стороны от этой базы нагнетания 10. Камера 3, таким образом, имеет трехмерную геометрическую форму, имеющую стороны (плоские или неплоские), которые сходятся краями, в частности шесть сторон, которые сходятся краями. В примере на фиг.1 и 2 камера 3 включает в себя следующие стороны:

- базу нагнетания 10 на верхнем по ходу потока конце 5;

- открытую сторону 14 на нижнем по ходу потока конце 9;

- две стенки 12 и 13, а также

- две стороны 15 и 16 на обоих концах базы нагнетания 10 вдоль незамкнутой линии.

В частности, камера 3 может иметь общую форму любого типа шестигранника (многогранник, имеющий шесть плоских сторон) и, в частности, форму параллелепипеда (шестигранник, имеющий попарно параллельные стороны).

В примере на фиг.1 длина инъекционной основание 10 определяется изогнутой линией, как показано в качестве примера линией 17.

Кроме того, в случае прямоугольной базы нагнетания 10, которая, таким образом, определяется прямой линией (на основании длины L1 прямоугольника, как показано линией 18), камера 3 может, например, принимать форму прямоугольного параллелепипеда (все стороны которого, являются плоскими и прямоугольными), как показано на фиг.2.

Таким образом, двигатель 1 в соответствии с изобретением содержит детонационную камеру 3, которая не обладает (и не ограничивается) кольцевой формой, но может иметь множество других различных форм.

Кроме того, согласно изобретению указанная система впрыска 4 расположена таким образом, чтобы впрыскивать смесь топливо/окислитель в указанную детонационную камеру по меньшей мере на участке 20 указанной базы нагнетания 10, как показано на фиг.2. Эта система впрыска 4, в частности, выполнена таким образом, чтобы создать (совместно с волной, инициированной посредством средств инициирования 8) особые локальные условия, которые позволяют образовать указанную серию детонационных волн (самопроизвольно инициированных) в указанной детонационной камере 3. Особые локальные условия для образования этой серии детонационных волн могут быть установлены специалистом в данной области техники, в частности, эмпирически.

Обычные средства инициирования 8 (например электровоспламенитель или преддетонационная трубка) расположены в упомянутой детонационной камере 3 таким образом, чтобы инициировать во взрывчатой смеси детонационную волну 8, которая далее распространяется в указанной смеси в продольном направлении (показано стрелкой F) базы нагнетания 10 и вызывает появление самопроизвольно инициираванных последовательных детонационных волн 22. Эта волна движется в свежей взрывчатой смеси вдоль базы нагнетания 10, тогда как горячие газы, которые она производит распространяются в остальную часть камеры 3 (как показано линиями 23 иллюстрирующими распространение продуктов детонации) и выходят через открытый конец 9 детонационной камеры 3. Эти горячие газы, которые распространяются в направлении открытого конца 9 камеры 3, могут быть использованы различным образом, в частности, для получения тяги при ускорении посредством сопла.

За пределами зоны (или участка) нагнетания 20, вдоль базы нагнетания 10, детонационная волна вырождается в одиночную волну давления 24, как показано на фиг.2. В примере, показанном на фиг.2, представлены различные зоны нагнетания 25, и только в некоторых из них осуществляется впрыск (стрелки 26).

В контексте изобретения концы 15 и 16 детонационной камеры 3 могут быть открытыми или закрытыми независимо друг от друга. Кроме того, инициирование (реализованное средствами инициирования 8) может происходить в любом месте вдоль базы нагнетания 10.

В силу множества форм, которые могут быть рассмотрены для детонационной камеры 3, в соответствии с изобретением возможные области применения двигателя 1 значительно расширены, по сравнению с обычным двигателем, имеющим исключительно кольцевую детонационную камеру.

Таким образом, может быть рассмотрено множество областей применения, в частности жидкостные ракетные двигатели, системы турбинных двигателей или даже прямоточные воздушно-реактивные двигатели.

Кроме того, система впрыска 4 впрыскивает обычное топливо отдельно от воздуха. Таким образом, впрыск, предварительно приготовленной смеси, не предусмотрен, что позволяет избежать любого риска воспламенения выше, по потоку, детонационной камеры 3. Кроме того, в случае топлива, выдерживающего хранение, как, например, жидкий углеводород, также возможно предусмотреть контур рекуперации (не показан), позволяющий обеспечить предварительное испарение топлива (до его впрыска) и, как следствие, получить удовлетворительные условия смешивания и детонации без предварительного смешивания. Предпочтительно этот контур рекуперации (или контур охлаждения), в котором циркулирует топливо, проходит по меньшей мере по одной боковой стенке указанной детонационной камеры 3, по меньшей мере по части ее протяженности.

В одном конкретном варианте осуществления изобретения указанная система впрыска 4 способна производить впрыск на изменяющемся отрезке вдоль указанной базы нагнетания 10. Таким образом, можно обеспечить несколько зон впрыска 25 вдоль базы нагнетания 10, некоторое количество которых может осуществлять впрыск (стрелка 26 на фиг.2). Таким образом, возможно обеспечить отдельные средства впрыска для этих нескольких зон впрыска 25.

В соответствии с этим конкретным вариантом осуществления изобретения, с целью управления тягой, возможно снабжать смесью топлива и/или окислителя большую или меньшую часть детонационной камеры 3 (для аэробной системы предусмотрено управление только впрыском топлива).

Если на летательном аппарате установлены два двигателя 1 такого типа так, чтобы обеспечить тяговые усилия соответственно по обе стороны от оси вращения указанного летательного аппарата, то соответственно вращение летательного аппарата вокруг этой оси может быть обеспечено посредством асимметричного впрыска. Для наглядности можно смонтировать такой двигатель 1 на каждом крыле самолета (не показан), база нагнетания 10 камеры 3 определяется каждый раз вдоль задней кромки соответствующего крыла и создает путевой момент посредством осуществления различного впрыска в этих двух двигателях 1. Таким образом, возможно обеспечить внесение вклада в управление летательным аппаратом с помощью асимметричного управления впрыском, путем предоставления движительной системы 2, содержащей множество двигателей 1 (с изменяемым отрезком впрыска).

Кроме того, в одном конкретном варианте осуществления изобретения указанная детонационная камера 3 имеет разветвление 27 базы нагнетания 10, как показано на фиг.3 и 4, такое, чтобы создать за этим разветвлением 27 по меньшей мере две удлиненные ветви 28 и 29, формируя таким образом разветвленную камеру 30. Каждая из этих ветвей 28 и 29 снабжается взрывчатой смесью указанной системой впрыска 4, как показано на фиг. 4 посредством серии 31 точек, иллюстрирующих линии впрыска. Этот конкретный вариант осуществления изобретения позволяет создавать две (или более) линии тяговых усилий посредством распространения волн в двух (или более) ветвях 28 и 29. Само самой разумеется, что каждый двигатель 1 содержит в дополнение к детонационной камере все вышеупомянутые средства, в частности, систему впрыска 4 и средства инициирования 8, которые необходимы для его работы, даже если ради упрощения чертежа, на фиг.3 и 4, а также на фиг. 5-7, показаны только камеры. На фиг. 4-7 направление перемещения детонационных волн 22 показано с помощью стрелки F.

В случае разветвленной камеры 30 система впрыска 4 может снабжать каждую из ветвей 28 и 29 на большей или меньшей части длины, как показано двойной стрелкой D1 и D2 на фиг.4, обеспечивая тем самым возможность реализации векторного управления тягой летательных аппаратов, оснащенных указанным двигателем 1, при помощи асимметричных условий впрыска (при этом без регулирующего сопла). Таким образом, эти ветви 28 и 29 могут снабжаться на отрезках, которые могут изменяться с течением времени и независимо друг от друга.

Кроме того, в одном конкретном варианте осуществления изобретения, показанном на фиг.5, указанный двигатель 1 может содержать в дополнение к разветвленной камере 30 кольцевую детонационную камеру 33 обычного типа. Кроме того, указанная разветвленная камера 30 соединена с кольцевой камерой 33 (длинным или коротким каналом) таким образом, чтобы образовывалась гибридная камера 34. Этот конкретный вариант осуществления изобретения, таким образом, сочетает в себе преимущества кольцевой камеры (гарантированная стабильность работы) и преимущества раздвоенной камеры:

- оптимальная работа в широком диапазоне условий (тяга/насыщенность): впрыск осуществляется на большем или меньшем отрезке камеры, остальная часть снабжается только окислителем (воздух, априори);

- ограничение пускового давления: запускается только кольцевая камера, расположенная выше по потоку, и

- распределенное тяговое усилие (и распределенное управление).

Кроме того, указанная кольцевая камера 33 этой гибридной камеры 34 может быть также присоединена посредством одного или нескольких разветвлений 27 к одному или более дополнительным расширениям 35 (или ветвям).

Кроме того, в одном конкретном варианте осуществления изобретения, показанном на фиг.6 и 7, представлены гибридные камеры 37, 38, которые имеют форму кольцевой детонационной камеры 36, обеспеченной (посредством разветвления 27) расширениями 39, 40. Эти расширения 39, 40 являются концентрическими по отношению к кольцевой камере 36. Предпочтительно, чтобы эти расширений 39, 40, которых четыре, например, были равномерно распределены по (внутреннему или наружному) периметру кольцевой камеры 36 и могли иметь изменяемый отрезок впрыска, как показано стрелками D3A-D3D и D4A-D4D. В одном конкретном варианте осуществления изобретения для того, чтобы обеспечить изменение отрезка подачи топлива, возможно, например, предусмотреть диск, который вращается между системой подачи топлива 4 и детонационной камерой 3, и который имеет большего или меньшего размера [по длине] продолговатые отверстия, обеспеченные в топливной магистрали.

В конкретном варианте осуществления изобретения, показанном на фиг.6, концентрические расширения 39 расположены радиально внутри кольцевой детонационной камеры 36, тогда как в варианте, показанном на фиг.7, концентрические расширения 40 расположены радиально снаружи кольцевой детонационной камеры 36.

В этом случае тягой легко управлять в непрерывном режиме посредством снабжения большей или меньшей части длины (D3A-D3D и D4A-D4D) расширений 39, 40 топливом (или топливом и окислителем в случае ракетной силовой установки). Точно таким же образом можно легко управлять ориентацией тяги (в случае прямоточного воздушно-реактивного двигателя или ракетного двигателя).

Такие гибридные камеры 37, 38 могут быть использованы, в частности, для замены одной кольцевой камеры или концентрических кольцевых камер в прямоточном воздушно-реактивном двигателе, газотурбинном двигателе или ракетном двигателе.

1. Двигатель с незатухающей детонационной волной, работающий на взрывчатой смеси топливо/окислитель и содержащий:

- по меньшей мере одну детонационную камеру (3);

- систему впрыска (4) для непрерывного впрыска взрывчатой смеси в указанную детонационную камеру на ее верхнем по ходу потока конце (5), причем детонационная камера (3) включает базу нагнетания (10) на указанном верхнем конце, а также две стенки (12, 13), которые проходят по обе стороны от этой базы нагнетания; и

- средства инициирования (8), которые расположены в указанной детонационной камере (3), чтобы инициировать во взрывчатой смеси детонационную волну (22), которая далее распространяется во взрывчатой смеси и вызывает появление последовательных, самоинициированных детонационных волн, с тем, чтобы возникла непрерывная выработка горячих газов, выходящих из детонационной камеры (3) через нижний по ходу потока открытый конец (9), отличающийся тем, что указанная детонационная камера (3) включает базу нагнетания (10), длина которой определяется незамкнутой линией (17, 18), таким образом, чтобы сформировать детонационную камеру (3), имеющую удлиненную форму в поперечной плоскости, и тем, что система впрыска (4) расположена таким образом, чтобы впрыскивать смесь топливо/окислитель в указанную детонационную камеру (3) по меньшей мере на участке (20) указанной базы нагнетания (10).

2. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что база нагнетания (10) определяется незамкнутой изогнутой линией (17).

3. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что база нагнетания (10) определяется прямой линией (18).

4. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что указанная система впрыска (4) способна производить впрыск на изменяющемся отрезке.

5. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что он содержит по меньшей мере один контур для охлаждения указанной детонационной камеры, в котором топливо может циркулировать до его нагнетания в указанную камеру.

6. Двигатель по п.5, отличающийся тем, что контур охлаждения проходит по меньшей мере по одной боковой стенке указанной детонационной камеры, по меньшей мере по части ее длины.

7. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что указанная детонационная камера (30) имеет разветвление (27) базы нагнетания (10), что позволяет создать по меньшей мере две удлиненные ветви (28, 29) за этим разветвлением, каждая из которых может снабжается взрывчатой смесью указанной системой впрыска (4).

8. Двигатель по п.7, отличающийся тем, что система впрыска (4) может снабжать эти ветви (28, 29) на различных отрезках, которые могут изменяться с течением времени и независимо друг от друга.

9. Двигатель по п.7, отличающийся тем, что он дополнительно содержит кольцевую детонационную камеру (33, 36) и тем, что разветвленная камера (30) соединена с кольцевой камерой (33, 36) для формирования гибридной камеры (34, 37, 38).

10. Двигатель по п.9, отличающийся тем, что гибридная камера (37, 38) имеет форму кольцевой детонационной камеры (36), снабженной концентрическими расширениями (39, 40) с изменяемым отрезком впрыска.

11. Двигатель по п.10, отличающийся тем, что концентрические расширения (39) расположены снаружи кольцевой детонационной камеры (36).

12. Двигатель по п.10, отличающийся тем, что концентрические расширения (40) расположены внутри кольцевой детонационной камеры (36).

13. Энергогенерирующая система, отличающаяся тем, что она снабжена по меньшей мере одним двигателем (1) по п.1.

14. Движительная система для летательного аппарата, отличающаяся тем, что она оборудована по меньшей мере одним двигателем (1) по п.1.

15. Движительная система по п.14, отличающаяся тем, что она оборудована по меньшей мере двумя двигателями (1), каждый из которых включает в себя систему впрыска (4), способную управлять впрыском.

16. Летательный аппарат, отличающийся тем, что он оборудован по меньшей мере одной движительной системой (2) по п.14.



 

Похожие патенты:

Турбомашина содержит, по меньшей мере, в направлении потока газов компрессор, камеру, содержащую средства, обеспечивающие создание горячих газов из воздушной смеси, образуемой из захваченного потока воздуха, и из топлива, и турбину, приводимую во вращение посредством горячих газов и приводящую в действие компрессор.

Изобретение относится к области авиации и может быть использовано в двигателестроении летательных аппаратов. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит корпус, основной воздухозаборник, первичную камеру переменного сечения, вторичную камеру, основной инжектор топлива.

Изобретение относится к области авиации. Стартовый ускоритель самолета представляет баллон с краном, наполненный водой и сжатым воздухом.

Способ определения полноты сгорания топливной смеси в камере сгорания сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя заключается в том, что двигатель жестко соединяют с горизонтальной мерительной платформой, платформу устанавливают на поперечные упругие опоры и соединяют с датчиком силы.

Изобретение относится к двигателестроению, в частности к авиационным реактивным тяговым модулям атмосферного использования. .

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к прямоточным воздушно-реактивным двигателям, и может быть использовано в качестве силовых установок летательных аппаратов со сверхзвуковым полетом.

Изобретение относится к авиадвигателестроению, в частности к реактивным двигателям, и может использоваться для концевого привода воздушных винтов летательных аппаратов, судов на воздушной подушке.
Наверх