RU2242629C1 - Detonation combustion jet engine - Google Patents
Detonation combustion jet engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2242629C1 RU2242629C1 RU2003110546/06A RU2003110546A RU2242629C1 RU 2242629 C1 RU2242629 C1 RU 2242629C1 RU 2003110546/06 A RU2003110546/06 A RU 2003110546/06A RU 2003110546 A RU2003110546 A RU 2003110546A RU 2242629 C1 RU2242629 C1 RU 2242629C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- stage
- channels
- combustion chamber
- air
- engine
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)
- Supercharger (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к машиностроению и может быть применено на наземном, водном транспорте, летательных аппаратах.The invention relates to mechanical engineering and can be applied on land, water transport, aircraft.
Известны двухтактные двигатели внутреннего сгорания, в которых использованы кинематические схемы с кривошипно-шатунным механизмом и продувкой цилиндров воздухом через продувочные окна. (Устройство и ремонт автомобилей. М.: Высшая школа, 1987).Two-stroke internal combustion engines are known in which kinematic schemes with a crank mechanism and blowing cylinders with air through blowdown windows are used. (Device and car repair. M: Higher school, 1987).
В современных двигателях внутреннего сгорания повышение мощностных характеристик связано с совершенствованием электронных систем подготовки и подачи воздуха и топлива в цилиндры двигателя, очистки цилиндров от продуктов сгорания, увеличения степени сжатия и т.п. Основной проблемой является использование внутренней энергии применяемого топлива, сгорание которого в различных условиях давления и температуры может происходить плавно или носить взрывной ударный детонационный характер с выделением дополнительной тепловой энергии, появление которой в процессе работы обычного двигателя внутреннего сгорания считается вредным и приводящим к разрушению деталей кривошипно-шатунного механизма. В результате в топливо добавляются антидетонационные присадки, в конструкции двигателей применяют различные совмещенные с цилиндром камеры сгорания предкамеры, уменьшающие детонацию и жесткость работы двигателей. Тем самым внутренняя энергия топлива используется только в первоначальной стадии цепной реакции входящих в него молекул.In modern internal combustion engines, an increase in power characteristics is associated with the improvement of electronic systems for preparing and supplying air and fuel to the engine cylinders, cleaning the cylinders of combustion products, increasing the degree of compression, etc. The main problem is the use of the internal energy of the fuel used, the combustion of which under various conditions of pressure and temperature can occur smoothly or have an explosive shock detonation character with the release of additional thermal energy, the appearance of which during the operation of a conventional internal combustion engine is considered harmful and leads to the destruction of crank parts connecting rod mechanism. As a result, anti-knock additives are added to the fuel, various pre-chambers combined with the cylinder of the combustion chamber are used in the engine design, which reduce the detonation and engine stiffness. Thus, the internal energy of the fuel is used only in the initial stage of the chain reaction of the molecules included in it.
В предлагаемом реактивном двигателе детонационного сгорания применяется топливо (бензин, керосин, дизельное топливо, нефть, газ) без антидетонационных присадок. Сгорание топлива происходит при постоянном объеме в автономной камере сгорания, предварительно заряженной воздухом и топливом и отключенной от полости цилиндра, носит взрывной, детонационный характер. При детонационном сгорании цепная реакция молекул топлива и воздуха происходит быстрее и в более глубокой стадии с выделением дополнительной тепловой энергии. Согласно изобретению двигатель включает в себя гильзы цилиндров, поршни, нагнетатель воздуха объемного типа, насос-форсунки, автономную камеру сгорания, в которой происходит детонационное сгорание топлива при постоянном объеме, кожух, зарядный механизм, кулисный барабан, турбину, мотор-генератор, зубчатый венец, топливный и масляный насосы, механизм изменения степени сжатия и систему охлаждения. Воздух в автономную камеру сгорания подается при помощи нагнетателя воздуха объемного типа, который представляет собой двухступенчатый поршневой нагнетатель, состоящий из несущего цилиндра с поршнем второй ступени и установленной на несущем цилиндре воздушной камеры с кольцевым поршнем первой ступени. Полости второй и первой ступеней соединены каналами, а объем воздушной камеры в два раза больше объема полости второй ступени. Несущий цилиндр является опорой двигателя и состоит из двух гильз, запрессованных одна на другую, а в гильзах выполнены каналы, окна и отверстия, составляющие систему коммуникаций двигателя. Зарядный механизм состоит из камеры сгорания, фазовых колец с шаровыми пальцами, каналов и сопел. Камера сгорания полусферическая крепится фланцем к несущему цилиндру и соединена впускными каналами с полостью второй ступени нагнетателя воздуха. Впускные каналы закрываются впускным фазовым кольцом или шариками со сферическими седлами, выполняющими функции затвора. Выпускные каналы камеры сгорания открываются выпускным фазовым кольцом. В стенке камеры сгорания выполнена рубашка жидкостного охлаждения. Кулисный барабан выполнен цилиндрическим, разъемным и установлен на несущем цилиндре на двух подшипниках. Обе части барабана фиксируются штифтами по периметру, а внутри барабана выполнены осевая сферическая кулиса привода поршней нагнетателя воздуха и две радиальные съемные кулисы привода топливных насос-форсунок, масляных насосов и прерывателя зажигания. Снаружи кулисного барабана установлена турбина привода двигателя, которая приводится в действие давлением выпускных газов через несколько каналов и сопел. Двигатель оборудован механизмом изменения степени сжатия, который состоит из двух гаек, навернутых на кулисный барабан и несущий цилиндр, и упорного кольца. Плоскость балки поршня второй ступени и плоскость шаровых пальцев кольцевого поршня первой ступени расположены под углом 90° друг к другу. Поршни второй и первой ступени движутся в разные стороны, в результате чего их силы инерции взаимно уравновешиваются.The proposed detonation combustion engine uses fuel (gasoline, kerosene, diesel, oil, gas) without anti-knock additives. Fuel combustion occurs at a constant volume in an autonomous combustion chamber, pre-charged with air and fuel and disconnected from the cylinder cavity, has an explosive, detonation character. During detonation combustion, the chain reaction of fuel and air molecules occurs faster and in a deeper stage with the release of additional thermal energy. According to the invention, the engine includes cylinder liners, pistons, a volumetric air blower, pump nozzles, an autonomous combustion chamber in which detonation combustion of fuel occurs at a constant volume, a casing, a charging mechanism, a rocker drum, a turbine, a motor-generator, a gear ring , fuel and oil pumps, compression mechanism and cooling system. Air is supplied to the autonomous combustion chamber using a volume type air blower, which is a two-stage piston blower consisting of a supporting cylinder with a second stage piston and an air chamber mounted on a supporting cylinder with an annular first stage piston. The cavities of the second and first stages are connected by channels, and the volume of the air chamber is two times larger than the volume of the cavity of the second stage. The bearing cylinder is the engine support and consists of two sleeves, pressed one on top of the other, and the sleeves are made channels, windows and holes that make up the engine communications system. The charging mechanism consists of a combustion chamber, phase rings with spherical fingers, channels and nozzles. The hemispherical combustion chamber is flange-mounted to the carrier cylinder and is connected by inlet channels to the cavity of the second stage of the air blower. The inlet channels are closed by an inlet phase ring or balls with spherical seats that act as a shutter. The exhaust channels of the combustion chamber are opened by the exhaust phase ring. A liquid cooling shirt is made in the wall of the combustion chamber. The rocker drum is cylindrical, split, and mounted on a carrier cylinder with two bearings. Both parts of the drum are fixed with pins along the perimeter, and inside the drum there are axial spherical wings of the drive of the pistons of the air blower and two radial removable wings of the drive of fuel pump nozzles, oil pumps and an ignition chopper. Outside the rocker drum, an engine drive turbine is installed, which is driven by the pressure of the exhaust gases through several channels and nozzles. The engine is equipped with a mechanism for changing the compression ratio, which consists of two nuts, screwed onto the rocker drum and the bearing cylinder, and a thrust ring. The plane of the piston beam of the second stage and the plane of the ball fingers of the annular piston of the first stage are located at an angle of 90 ° to each other. The pistons of the second and first stage move in different directions, as a result of which their inertia forces are mutually balanced.
Устройство реактивного двигателя детонационного сгорания поясняется чертежами фиг.1 и фиг.2. На фиг.1 показан разрез двигателя, а на фиг.2 - вариант исполнения запорного органа для впускных каналов камеры сгорания.The device of a jet engine of detonation combustion is illustrated by the drawings of figure 1 and figure 2. In Fig.1 shows a section of the engine, and Fig.2 is an embodiment of a locking element for the intake channels of the combustion chamber.
Реактивный двигатель детонационного сгорания согласно изобретению состоит из кожуха, двухступенчатого поршневого нагнетателя воздуха, зарядного механизма, кулисного барабана, турбины, мотор-генератора, зубчатого венца, топливных и масляных насосов, форсунок, механизма изменения степени сжатия, системы охлаждения.The detonation combustion engine according to the invention consists of a casing, a two-stage piston air blower, a charging mechanism, a rocker drum, a turbine, a motor generator, a gear ring, fuel and oil pumps, nozzles, a compression ratio change mechanism, and a cooling system.
Нагнетатель воздуха состоит из несущего цилиндра 1 с системой коммуникаций, поршня 2 второй ступени, поршневой балки 3 с шаровыми пальцами 21 и наконечниками 22, воздушной камеры 7 с кольцевым поршнем 8 первой ступени с уплотнительными кольцами 18, штангами 15 и пальцами 16, шаровыми наконечниками 17. При этом полости второй и первой ступеней соединены каналами "а". Несущий цилиндр 1 является опорой двигателя и состоит из двух гильз 1а и 1д, запрессованных одна на другую, в гильзах выполнены каналы, окна и отверстия, составляющие систему коммуникаций двигателя. Воздушная камера 7 установлена на несущем цилиндре 1.The air blower consists of a
Зарядный механизм состоит из камеры сгорания 5, фазового кольца 6 впуска воздуха с шаровыми пальцами 9, впускных каналов "вп", выпускных каналов "вып" и сопел 10. Камера сгорания 5 полусферическая, прикрепленная фланцем 11 к несущему цилиндру 1, соединена впускными каналами "вп" с полостью "В" второй ступени нагнетателя воздуха. Вместо фазового кольца 6 в каналах "в" могут устанавливаться сферические седла 34 с шариками 33, выполняющими функции затвора при перепадах давления в полости "В" и камере сгорания 5 (см. фиг.2). Выпускные каналы "вып" открываются фазовым кольцом 12 с шаровыми пальцами 13 и соединены с соплами 10. В стенке камеры сгорания 5 выполнена рубашка "Н" жидкостного охлаждения.The charging mechanism consists of a combustion chamber 5, a
Кулисный барабан 4 цилиндрический, разъемный установлен на несущем цилиндре 1 на шариковых подшипниках 14, обе части барабана 4 фиксируются штифтами 19 по периметру. Внутри барабана 5 выполнена осевая сферическая кулиса К1 привода поршня 2 и кольцевого поршня 8, а также установлены радиальные съемные кулисы КЗ привода топливных насосов-форсунок 20 и К2 привода масляных насосов 23 и прерывателя распределителя 24 системы зажигания.The rocker drum 4 is cylindrical, detachable mounted on a bearing
Турбина 25 привода двигателя установлена снаружи кулисного барабана 4 и приводится в действие давлением выпускных газов через несколько каналов "вып" и сопел 10, снаружи также установлен зубчатый венец 26.The turbine 25 of the engine drive is installed outside the rocker drum 4 and is driven by the pressure of the exhaust gases through several channels "vyp" and nozzles 10, the ring gear 26 is also installed outside.
Механизм изменения степени сжатия состоит из гаек 27 и 28, навернутых на кулисный барабан 4 и несущий цилиндр 1, и упорного кольца 29.The mechanism for changing the compression ratio consists of nuts 27 and 28, screwed onto the rocker drum 4 and the bearing
Мотор-генератор состоит из катушек 30 и магнита NS и выполняет функции стартера и генератора.The motor generator consists of coils 30 and an NS magnet and acts as a starter and generator.
Степень сжатия в полости "В" второй ступени в два раза больше степени сжатия воздушной полости "А" первой ступени, а объем полости "А" больше объема полости "В" в два раза.The degree of compression in the cavity "B" of the second stage is two times greater than the degree of compression of the air cavity "A" of the first stage, and the volume of the cavity "A" is two times larger than the volume of the cavity "B".
Реактивный двигатель детонационного сгорания работает следующим образом.A jet detonation combustion engine operates as follows.
В исходном положении поршень 2 второй ступени находится возле НМТ, продувочные окна "ПО" открыты, кольцевой поршень 8 первой ступени находится возле ВМТ, сжатый воздух из полости "А" по каналам "а" переходит в полость "В", в камере сгорания 5 впускные "вп" и выпускные "вып" каналы открыты, происходит продувка камеры сгорания 5 избыточным давлением воздуха. Далее поршень 2 движется к ВМТ, перекрывает продувочные окна "ПО", в камере сгорания 5 закрываются выпускные каналы "вып", происходит зарядка камеры сгорания 5 сжатым воздухом. Одновременно в камеру сгорания 5 впрыскивается топливо, которое смешивается с воздухом и проходит физико-химическую подготовку. Электрическая искра подается в камеру сгорания 5 так, чтобы период индукции горючей смеси закончился в момент прихода поршня 2 в ВМТ и впускные каналы "вп" закрылись фазовым кольцом 8, или шариками 33 седел 34, выполняющих функции затвора. Воздушная полость "В" отключена от камеры сгорания 5, последняя работает в автономном режиме и не зависит от положения поршня 2 нагнетателя воздуха. Начался процесс сгорания горючей смеси при постоянном объеме, который сопровождается взрывной, ударной волной и носит детонационный характер, приводящий к резкому увеличению температуры и давления и дополнительному выделению тепловой энергии. В конце сгорания открываются выпускные каналы "вып" и происходит процесс расширения газов, в процессе которого газы с большой скоростью мгновенно вылетают-выстреливают через сопла, импульсы силы реакции газов вызывают силу тяги и прямолинейное движение двигателя. Часть газов устремляется к турбине 25, которая вращает барабан 4 и рабочий цикл повторяется.In the initial position, the piston 2 of the second stage is located near the BDC, the purge windows "PO" are open, the
Реактивный двигатель детонационного сгорания работает в реактивном и турбинном режимах на бедных смесях, экологически чистый и может быть применен как двигатель-модуль в кассетном исполнении для получения более мощного двигателя.The detonation combustion engine operates in reactive and turbine modes on lean mixtures, is environmentally friendly and can be used as a cassette-type engine module to produce a more powerful engine.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2003110546/06A RU2242629C1 (en) | 2003-04-15 | 2003-04-15 | Detonation combustion jet engine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2003110546/06A RU2242629C1 (en) | 2003-04-15 | 2003-04-15 | Detonation combustion jet engine |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2003110546A RU2003110546A (en) | 2004-10-10 |
RU2242629C1 true RU2242629C1 (en) | 2004-12-20 |
Family
ID=34387876
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2003110546/06A RU2242629C1 (en) | 2003-04-15 | 2003-04-15 | Detonation combustion jet engine |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2242629C1 (en) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN111207007A (en) * | 2019-12-26 | 2020-05-29 | 中国空气动力研究与发展中心 | Method for enhancing stability of fixation of oblique detonation wave in closed space |
US11149954B2 (en) | 2017-10-27 | 2021-10-19 | General Electric Company | Multi-can annular rotating detonation combustor |
-
2003
- 2003-04-15 RU RU2003110546/06A patent/RU2242629C1/en not_active IP Right Cessation
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US11149954B2 (en) | 2017-10-27 | 2021-10-19 | General Electric Company | Multi-can annular rotating detonation combustor |
CN111207007A (en) * | 2019-12-26 | 2020-05-29 | 中国空气动力研究与发展中心 | Method for enhancing stability of fixation of oblique detonation wave in closed space |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US4336686A (en) | Constant volume, continuous external combustion rotary engine with piston compressor and expander | |
US8127544B2 (en) | Two-stroke HCCI compound free-piston/gas-turbine engine | |
CN101765699B (en) | Internal combustion engines | |
EP0357291B1 (en) | Crankless reciprocating machine | |
EP2513452A1 (en) | Rotary, internal combustion engine | |
US4873825A (en) | Positive displacement engine compounded with a gas turbine engine | |
US5970924A (en) | Arc-piston engine | |
US7621253B2 (en) | Internal turbine-like toroidal combustion engine | |
CN111535924A (en) | Ignition type two-stroke aviation heavy oil piston engine | |
US20090272094A1 (en) | Tangential Combustion Turbine | |
AU604406B2 (en) | Two-stroke-cycle uniflow spark-ignition engine | |
EP0717812B1 (en) | Engine | |
RU2242629C1 (en) | Detonation combustion jet engine | |
US6021746A (en) | arc-piston engine | |
US20090320794A1 (en) | Novel Internal Combustion Torroidal Engine | |
JP4951143B1 (en) | Three-output shaft type internal combustion engine | |
US6148775A (en) | Orbital internal combustion engine | |
RU2244140C2 (en) | Internal combustion jet-turbine engine | |
US8944015B2 (en) | Rotary piston internal combustion engine | |
US2943450A (en) | Chemo-kinetic engines | |
GB2216597A (en) | Two-stroke uniflow scavenged spark-ignition engine | |
US5749220A (en) | Turbocharged RAM tornado engine with transmission and heat recovery system | |
RU2003110546A (en) | REACTIVE ENGINE OF DETONATION COMBUSTION | |
PL145453B2 (en) | Turbine combustion engine in particular for powering vehicles | |
WO2008073082A2 (en) | Internal turbine-like toroidal combustion engine |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20080416 |