RU2004129606A - Двухступенчатое пульсирующее детонационное устройство - Google Patents
Двухступенчатое пульсирующее детонационное устройство Download PDFInfo
- Publication number
- RU2004129606A RU2004129606A RU2004129606/06A RU2004129606A RU2004129606A RU 2004129606 A RU2004129606 A RU 2004129606A RU 2004129606/06 A RU2004129606/06 A RU 2004129606/06A RU 2004129606 A RU2004129606 A RU 2004129606A RU 2004129606 A RU2004129606 A RU 2004129606A
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- resonator
- nozzle
- mixture
- laval nozzle
- holes
- Prior art date
Links
- 238000005474 detonation Methods 0.000 title claims 3
- 239000000203 mixture Substances 0.000 claims 13
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims 3
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims 3
- 238000002347 injection Methods 0.000 claims 2
- 239000007924 injection Substances 0.000 claims 2
- 239000004215 Carbon black (E152) Substances 0.000 claims 1
- 229930195733 hydrocarbon Natural products 0.000 claims 1
- 150000002430 hydrocarbons Chemical class 0.000 claims 1
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
- F02K3/08—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan with supplementary heating of the working fluid; Control thereof
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
- F02K3/08—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan with supplementary heating of the working fluid; Control thereof
- F02K3/10—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan with supplementary heating of the working fluid; Control thereof by after-burners
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K7/00—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof
- F02K7/02—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof the jet being intermittent, i.e. pulse-jet
- F02K7/04—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof the jet being intermittent, i.e. pulse-jet with resonant combustion chambers
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K7/00—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof
- F02K7/02—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof the jet being intermittent, i.e. pulse-jet
- F02K7/075—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof the jet being intermittent, i.e. pulse-jet with multiple pulse-jet engines
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/74—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof combined with another jet-propulsion plant
- F02K9/78—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof combined with another jet-propulsion plant with an air-breathing jet-propulsion plant
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R7/00—Intermittent or explosive combustion chambers
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Fluidized-Bed Combustion And Resonant Combustion (AREA)
Claims (15)
1. Двухступенчатое пульсирующее детонационное устройство (100), содержащее по меньшей мере одну предкамеру (102) сгорания, выполненную с возможностью сжигания смеси углеводородного топлива и газа, по меньшей мере одно сопло (104) Лаваля, связанное с указанной по меньшей мере одной предкамерой (102) сгорания и выполненное с обеспечением возможности прохождения по меньшей мере некоторого количества сгоревшей смеси через по меньшей мере одно сопло (104) Лаваля, и по меньшей мере один геометрический резонатор (106), связанный с указанным по меньшей мере одним соплом (102) Лаваля и выполненный с возможностью получения указанного по меньшей мере некоторого количества сгоревшей смеси и детонации по меньшей мере части полученной сгоревшей смеси.
2. Устройство по п.1, в котором по меньшей мере одна предкамера (102) сгорания выполнена с возможностью сжигания указанной смеси при постоянном давлении.
3. Устройство по п.2, в котором газ представляет собой воздух и смесь имеет отношение количества топлива к количеству воздуха в диапазоне от около 2 до около 3.
4. Устройство по п.1, дополнительно содержащее по меньшей мере одно сопло (110) на выходе резонатора, связанное с по меньшей мере одним геометрическим резонатором (106), при этом сопло (110) на выходе резонатора выполнено с возможностью направления по меньшей мере некоторого количества сдетонировавшей сгоревшей смеси к выходу сопла (110) на выходе резонатора.
5. Устройство по п.1, в котором по меньшей мере одно сопло (104) Лаваля выполнено в виде непрерывного кольца по периметру по меньшей мере одного геометрического резонатора (106).
6. Устройство по п.1, в котором множество сопел (104) Лаваля расположено по периметру по меньшей мере одного геометрического резонатора (106), а по меньшей мере некоторые из сопел (104) Лаваля выполнены с возможностью подачи смеси топлива с газом в по меньшей мере один геометрический резонатор (106).
7. Устройство по п.1, в котором по меньшей мере одно сопло (104) Лаваля включает в себя по меньшей мере одну поверхность (214, 216), имеющую множество отверстий (212), выполненных с возможностью инжекции вспомогательного газа в указанную часть сгоревшей смеси, проходящую через сопло (104) Лаваля, в котором вспомогательный газ представляет собой воздух, и указанная по меньшей мере одна поверхность (214) представляет собой одну из поверхности сужения и поверхности расширения по меньшей мере одного сопла (104) Лаваля, причем по меньшей мере некоторые из множества отверстий (212) инжектируют вспомогательный газ под углом в диапазоне от около 0 до около 90° относительно нормали к поверхности (214, 216).
8. Устройство по п.7, в котором по меньшей мере некоторые из отверстий (212) направляют вспомогательный газ против потока в сгоревшую смесь, проходящую через сопло (104) Лаваля, причем отверстия (212) расположены на одинаковых расстояниях друг от друга по указанной поверхности (214, 216), при этом отверстия (212) выполнены с возможностью инжекции вспомогательного газа под давлением, с целью предотвращения вхождения сгоревшей смеси, проходящей через по меньшей мере одно сопло (104) Лаваля, в отверстия (212), и расстояние между краями соседних отверстий (212) равно ширине отверстий (212).
9. Устройство по п.7, в котором вспомогательный газ нагрет до инжекции в сгоревшую смесь, проходящую через по меньшей мере одного сопло (104) Лаваля.
10. Устройство по п.1, в котором геометрический резонатор (106) имеет поверхность (108), отражающую волны давления, которая выполнена с возможностью направления по меньшей мере некоторых из отраженных волн давления в фокальную точку (F) отражающей поверхности (108).
11. Устройство по п.1, в котором геометрический резонатор (106) имеет поверхность (108), отражающую волны давления, которая имеет клиновидную конфигурацию с верхней поверхностью (306) и нижней поверхностью (308), причем угол между верхней поверхностью (306) и нижней поверхностью (308) находится в диапазоне от около 45 до около 120°.
12. Устройство по п.1, в котором геометрический резонатор (106) имеет поверхность (108), отражающую волны давления, имеющую конфигурацию, выбранную из группы, включающей в себя коническую, цилиндрическую, сферическую, плоскую, параболическую и многогранную конфигурацию.
13. Устройство по п.1, в котором геометрический резонатор (106) имеет поверхность (108), отражающую волны давления, содержащую множество частей, при этом конфигурация по меньшей мере одной из указанных частей выбрана из группы, включающей в себя параболическую, цилиндрическую, плоскую, сферическую и многогранную конфигурацию.
14. Устройство по п.1, в котором геометрический резонатор (106) имеет поверхность (108), отражающую волны давления, которая начинается в точке, соответствующей краю по меньшей мере одного сопла (104) Лаваля.
15. Устройство по п.1, в котором геометрический резонатор (106) имеет поверхность (108), отражающую волны давления, выполненную с возможностью отражения по меньшей мере некоторых волн давления в фокальную точку (F), которая соответствует области застоя давления, образованной по меньшей мере некоторым количеством полученной сгоревшей смеси, выходящей из по меньшей мере одного сопла (104) Лаваля.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US10/730,219 | 2003-12-08 | ||
US10/730,219 US6983586B2 (en) | 2003-12-08 | 2003-12-08 | Two-stage pulse detonation system |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2004129606A true RU2004129606A (ru) | 2006-03-20 |
RU2357093C2 RU2357093C2 (ru) | 2009-05-27 |
Family
ID=33452856
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2004129606/06A RU2357093C2 (ru) | 2003-12-08 | 2004-10-07 | Двухступенчатое пульсирующее детонационное устройство |
Country Status (5)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US6983586B2 (ru) |
JP (1) | JP4555654B2 (ru) |
FR (1) | FR2863314B1 (ru) |
GB (1) | GB2409025B (ru) |
RU (1) | RU2357093C2 (ru) |
Families Citing this family (38)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US7140174B2 (en) * | 2004-09-30 | 2006-11-28 | General Electric Company | Methods and apparatus for assembling a gas turbine engine |
US7188467B2 (en) * | 2004-09-30 | 2007-03-13 | General Electric Company | Methods and apparatus for assembling a gas turbine engine |
US7828546B2 (en) * | 2005-06-30 | 2010-11-09 | General Electric Company | Naturally aspirated fluidic control for diverting strong pressure waves |
EP1907685A1 (en) * | 2005-07-05 | 2008-04-09 | Stéphane Véronneau | Combustor configurations |
JP4912659B2 (ja) * | 2005-10-14 | 2012-04-11 | 国立大学法人 筑波大学 | 衝撃波連続発生装置 |
US20070180814A1 (en) * | 2006-02-03 | 2007-08-09 | General Electric Company | Direct liquid fuel injection and ignition for a pulse detonation combustor |
US7784265B2 (en) * | 2006-02-07 | 2010-08-31 | General Electric Company | Multiple tube pulse detonation engine turbine apparatus and system |
US7950219B2 (en) * | 2006-10-31 | 2011-05-31 | General Electric Company | Dual mode combustion operation of a pulse detonation combustor in a hybrid engine |
US20080310981A1 (en) * | 2007-06-12 | 2008-12-18 | General Electric Company | Positive displacement flow separator |
US20080310984A1 (en) * | 2007-06-12 | 2008-12-18 | General Electric Company | Positive displacement capture device |
FR2918415B1 (fr) * | 2007-07-02 | 2013-07-12 | Mbda France | Moteur a detonations pulsees fonctionnant avec un melange carburant-air |
US20090139203A1 (en) * | 2007-11-15 | 2009-06-04 | General Electric Company | Method and apparatus for tailoring the equivalence ratio in a valved pulse detonation combustor |
US8205433B2 (en) * | 2008-08-21 | 2012-06-26 | Lockheed Martin Corporation | Pulse detonation/deflagration apparatus and related methods for enhancing DDT wave production |
US8302377B2 (en) * | 2009-01-30 | 2012-11-06 | General Electric Company | Ground-based simple cycle pulse detonation combustor based hybrid engine for power generation |
US8429893B2 (en) | 2009-08-11 | 2013-04-30 | Northrop Grumman Corporation | Airflow modulation for dual mode combined cycle propulsion systems |
US20110047961A1 (en) * | 2009-08-28 | 2011-03-03 | General Electric Company | Pulse detonation inlet management system |
CN101718226B (zh) * | 2009-11-03 | 2012-07-04 | 上海大学 | 发动机无间歇爆轰转子 |
US10125674B2 (en) | 2010-06-10 | 2018-11-13 | Waseda University | Engine |
JP5892622B2 (ja) * | 2010-06-15 | 2016-03-23 | エクスポネンシャル テクノロジーズ, インコーポレイテッドExponential Technologies, Inc. | 多管式バルブレス・パルスデトネーションエンジン |
DE202010008228U1 (de) | 2010-08-05 | 2011-11-30 | Gustav Klauke Gmbh | Hydraulisches Arbeitsgerät |
US8707674B2 (en) * | 2010-09-30 | 2014-04-29 | General Electric Company | Pulse detonation tube with local flexural wave modifying feature |
GB201016481D0 (en) | 2010-10-01 | 2010-11-17 | Rolls Royce Plc | An igniter |
RU2493399C2 (ru) * | 2011-09-16 | 2013-09-20 | Константин Валентинович Мигалин | Способ реализации циклического детонационного сгорания в пульсирующем воздушно-реактивном двигателе |
WO2014178746A1 (ru) * | 2013-04-30 | 2014-11-06 | Некоммерческое Партнерство По Научной, Образовательной И Инновационной Деятельности "Центр Импульсного Детонационного Горения" | Способ и устройство для детонации в камере сгорания газотурбинного двигателя |
EP3186558B1 (en) * | 2014-08-26 | 2020-06-24 | Siemens Energy, Inc. | Film cooling hole arrangement for acoustic resonators in gas turbine engines |
FR3037384B1 (fr) * | 2015-06-11 | 2017-06-23 | Turbomeca | Module de chambre de combustion cvc de turbomachine comportant une prechambre de combustion |
RU2613755C1 (ru) * | 2015-09-23 | 2017-03-21 | Федеральное Государственное Унитарное Предприятие Тушинское Машиностроительное Конструкторское Бюро "Союз" | Турбопрямоточный воздушно-реактивный двигатель |
US11226242B2 (en) | 2016-01-25 | 2022-01-18 | Rosemount Inc. | Process transmitter isolation compensation |
RU2672240C1 (ru) * | 2016-07-20 | 2018-11-12 | Виталий Валериевич Кожевин | Пульсирующий реактивный двигатель |
US11226255B2 (en) | 2016-09-29 | 2022-01-18 | Rosemount Inc. | Process transmitter isolation unit compensation |
US10221763B2 (en) | 2016-12-23 | 2019-03-05 | General Electric Company | Combustor for rotating detonation engine and method of operating same |
US20180231256A1 (en) * | 2017-02-10 | 2018-08-16 | General Electric Company | Rotating Detonation Combustor |
RU186578U1 (ru) * | 2017-05-11 | 2019-01-24 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Выходное устройство двигателя прямой реакции |
US10641169B2 (en) | 2017-06-09 | 2020-05-05 | General Electric Company | Hybrid combustor assembly and method of operation |
RU192799U1 (ru) * | 2019-05-15 | 2019-10-01 | Общество с ограниченной ответственностью "ВНХ-Энерго" | Устройство для создания тяги |
US11879415B2 (en) * | 2020-07-13 | 2024-01-23 | Rafael Mártinez-Vilanova Piñó | Jet engine for aircraft |
RU2752817C1 (ru) * | 2020-12-16 | 2021-08-06 | Общество с ограниченной ответственностью «Васп Эйркрафт» | Пульсирующий детонационный реактивный двигатель |
CN115653759B (zh) * | 2022-10-13 | 2024-06-18 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | 基于流量分配的加力燃烧室供油***及控制流程设计方法 |
Family Cites Families (25)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2647365A (en) * | 1946-02-19 | 1953-08-04 | Elman B Myers | Reso-jet motor |
US2687614A (en) * | 1947-02-01 | 1954-08-31 | Esther C Goddard | Fuel admission device for resonance combustion apparatus |
US2715436A (en) * | 1951-08-09 | 1955-08-16 | Swingfire Bahamas Ltd | Resonant pulse jet combustion heating device |
US3266252A (en) * | 1964-03-04 | 1966-08-16 | Hughes John Wesley | Resonant pressure generating combustion machine |
US3848408A (en) * | 1973-02-08 | 1974-11-19 | L Tompkins | Counter-wave pulse jet engine |
AU7351887A (en) | 1986-05-14 | 1987-12-01 | Daniel Buchser | Ram jet engine |
US5694768A (en) * | 1990-02-23 | 1997-12-09 | General Electric Company | Variable cycle turbofan-ramjet engine |
US5345758A (en) * | 1993-04-14 | 1994-09-13 | Adroit Systems, Inc. | Rotary valve multiple combustor pulse detonation engine |
US5873240A (en) * | 1993-04-14 | 1999-02-23 | Adroit Systems, Inc. | Pulsed detonation rocket engine |
US5937635A (en) * | 1996-11-27 | 1999-08-17 | Lockheed Martin Corporation | Pulse detonation igniter for pulse detonation chambers |
US6668542B2 (en) | 1999-10-27 | 2003-12-30 | Allison Advanced Development Company | Pulse detonation bypass engine propulsion pod |
US6349503B1 (en) * | 1999-11-18 | 2002-02-26 | Ijot Development, Inc. | Fluid powered barrier system |
WO2001054981A2 (en) | 2000-01-12 | 2001-08-02 | Allison Advanced Development Company | Propulsion module |
US6442930B1 (en) * | 2000-03-31 | 2002-09-03 | General Electric Company | Combined cycle pulse detonation turbine engine |
US6666018B2 (en) | 2000-03-31 | 2003-12-23 | General Electric Company | Combined cycle pulse detonation turbine engine |
US6477829B1 (en) * | 2000-05-09 | 2002-11-12 | Lockheed Martin Corporation | Combined cycle pulse combustion/gas turbine engine |
US6349538B1 (en) * | 2000-06-13 | 2002-02-26 | Lockheed Martin Corporation | Annular liquid fueled pulse detonation engine |
US6584761B2 (en) | 2000-12-15 | 2003-07-01 | Lockheed Martin Corporation | MAPP gas fuel for flight vehicles having pulse detonation engines and method of use |
US6505462B2 (en) * | 2001-03-29 | 2003-01-14 | General Electric Company | Rotary valve for pulse detonation engines |
US6516605B1 (en) * | 2001-06-15 | 2003-02-11 | General Electric Company | Pulse detonation aerospike engine |
GB2377257B (en) * | 2001-07-06 | 2004-09-01 | Hubert Michael Benians | Compound gas turbine engines and methods of operation thereof |
US6868665B2 (en) * | 2001-12-21 | 2005-03-22 | General Electric Company | Methods and apparatus for operating gas turbine engines |
US6813878B2 (en) * | 2002-12-11 | 2004-11-09 | General Electric Company | Methods and apparatus for operating gas turbine engines |
US6883302B2 (en) * | 2002-12-20 | 2005-04-26 | General Electric Company | Methods and apparatus for generating gas turbine engine thrust with a pulse detonation thrust augmenter |
JP4332396B2 (ja) * | 2003-09-26 | 2009-09-16 | 俊典 金光 | デトネーション発生方法とその装置 |
-
2003
- 2003-12-08 US US10/730,219 patent/US6983586B2/en not_active Expired - Fee Related
-
2004
- 2004-10-07 RU RU2004129606/06A patent/RU2357093C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2004-10-07 JP JP2004294833A patent/JP4555654B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2004-10-08 GB GB0422410A patent/GB2409025B/en not_active Expired - Fee Related
- 2004-10-08 FR FR0410664A patent/FR2863314B1/fr not_active Expired - Fee Related
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
JP2005171984A (ja) | 2005-06-30 |
RU2357093C2 (ru) | 2009-05-27 |
JP4555654B2 (ja) | 2010-10-06 |
GB0422410D0 (en) | 2004-11-10 |
FR2863314A1 (fr) | 2005-06-10 |
US6983586B2 (en) | 2006-01-10 |
US20050120700A1 (en) | 2005-06-09 |
GB2409025A (en) | 2005-06-15 |
FR2863314B1 (fr) | 2012-10-19 |
GB2409025B (en) | 2008-06-04 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2004129606A (ru) | Двухступенчатое пульсирующее детонационное устройство | |
EP2247837B1 (en) | Pre-chamber arrangement | |
US4898135A (en) | Piston and process for achieving controlled ignition and combustion of hydrocarbon fuels in internal combustion engines by generation and management of fuel radical species | |
CA2122829C (en) | A process and apparatus using a pulse combustor for atomizing liquids and slurries | |
CN108291475B (zh) | 预燃室装置 | |
KR20080080100A (ko) | 내연 기관 및 레이저 점화 장치에 의해 내연 기관을작동시키는 방법 | |
US11199155B2 (en) | Piston crown for a combustion system and an associated method thereof | |
US5158055A (en) | Combustion chamber of internal-combustion engine | |
US1662553A (en) | Internal-combustion engine | |
JPH0617651A (ja) | 直接噴射式ディーゼル機関の燃焼室 | |
JPS6093115A (ja) | 直噴式内燃機関の燃焼室 | |
SU720252A1 (ru) | Горелка камеры сгорани | |
JPH01110827A (ja) | スパークアシストディーゼル機関 | |
JPS60147526A (ja) | 直噴式デイ−ゼルエンジン | |
SU918668A2 (ru) | Форсунка | |
JPS5862312A (ja) | 直噴式デイ−ゼル機関の燃焼室 | |
SU1195135A1 (ru) | Горелка дл сжигани жидкого топлива | |
SU1430574A1 (ru) | Головка цилиндра двигател внутреннего сгорани | |
SU559068A1 (ru) | Горелка дл сжигани жидкого топлива | |
SU1101572A1 (ru) | Двигатель внутреннего сгорани | |
SU1456702A1 (ru) | Устройство пульсирующего горени | |
SU1126029A1 (ru) | Дизель | |
RU2077001C1 (ru) | Горелка | |
JPH0633768A (ja) | 副室点火式内燃機関 | |
SU918667A2 (ru) | Форсунка |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20161008 |