RU2004129606A - Двухступенчатое пульсирующее детонационное устройство - Google Patents

Двухступенчатое пульсирующее детонационное устройство Download PDF

Info

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
Application number
RU2004129606/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2357093C2 (ru
Inventor
Венкат Эсварлу ТАНДЖИРАЛА (US)
Венкат Эсварлу ТАНДЖИРАЛА
Энтони Джон ДИН (US)
Энтони Джон ДИН
Айветт Алехандра ЛЕЙВА (US)
Айветт Алехандра ЛЕЙВА
Original Assignee
Дженерал Электрик Компани (US)
Дженерал Электрик Компани
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Дженерал Электрик Компани (US), Дженерал Электрик Компани filed Critical Дженерал Электрик Компани (US)
Publication of RU2004129606A publication Critical patent/RU2004129606A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2357093C2 publication Critical patent/RU2357093C2/ru

Links

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.
RU2004129606/06A 2003-12-08 2004-10-07 Двухступенчатое пульсирующее детонационное устройство RU2357093C2 (ru)

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)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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

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