RU2285143C2 - Способ организации детонационного режима горения в камере сгорания сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя - Google Patents
Способ организации детонационного режима горения в камере сгорания сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2285143C2 RU2285143C2 RU2004136236/06A RU2004136236A RU2285143C2 RU 2285143 C2 RU2285143 C2 RU 2285143C2 RU 2004136236/06 A RU2004136236/06 A RU 2004136236/06A RU 2004136236 A RU2004136236 A RU 2004136236A RU 2285143 C2 RU2285143 C2 RU 2285143C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- combustion chamber
- detonation
- combustion
- mach
- mixture
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Fluidized-Bed Combustion And Resonant Combustion (AREA)
- Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)
Abstract
Способ организации детонационного режима горения в прямоточном воздушно-реактивном двигателе сверхзвукового и/или гиперзвукового летательного аппарата включает подачу топливо-воздушной газовой смеси в камеру сгорания двигателя, генерирование внутренних ударных волн в проточной части камеры сгорания, формируемых регулируемыми элементами камеры сгорания, например системой из двух плоских симметричных клиньев, детонационное горение смеси в камере сгорания с последующим расширением продуктов детонации в сопле. В проточной части камеры сгорания создают систему симметричных наклонных падающих ударных волн. В центральной части поперечного сечения камеры сгорания в результате взаимодействия этих волн друг с другом формируется пересжатая детонационная волна - ножка Маха с возможностью регулирования ее размера и местоположения в проточной части камеры сгорания, в которой происходит детонационное сжигание смеси с образованием за ней высокотемпературной области продуктов детонации. Наряду с этим образуются наклонные отраженные ударные волны между ножкой Маха и стенками камеры, без процесса горения, с температурой газовой смеси за ними, существенно меньшей, чем в области продуктов детонации. Размер ножки Маха, а тем самым и ее положение в продольном направлении камеры сгорания, а также и ее стационарность задают посредством изменения геометрических параметров регулирующих элементов камеры сгорания в зависимости от числа Маха потока на входе в камеру сгорания и химического состава поступающей топливо-воздушной газовой смеси. Изобретение направлено на упрощение конструкции камеры сгорания, системы подачи топлива и повышение технических и экономических характеристик летательного аппарата. 3 ил.
Description
Изобретение относиться к авиационному двигателестроению, а именно к прямоточным воздушно-реактивным двигателям (СПВРД), предназначенных преимущественно для воздушно-космических самолетов (ВКС), а также других сверхзвуковых летательных аппаратов, которые на определенном участке траектории используют для организации горения в камере сгорания двигателя в качестве окислителя атмосферный кислород.
Такого рода летательные аппараты имеют ряд определенных преимуществ перед аппаратами с традиционными ракетными двигателями, например, для взлета возможно использование обычных аэродромов, а также они могут иметь повышенную полезную нагрузку, поскольку отпадает необходимость в запасах окислителя на борту.
Известен способ организации горения в СПВРД, включающий сжатие воздуха в системе внешних скачков, возникающих на фиксированных элементах фюзеляжа, и внутренних скачков, формируемых регулируемыми элементами проточной части камеры сгорания, детонационное горение топливо-воздушной газовой смеси в камере сгорания и последующее расширение продуктов детонации в сопле, приводящее к созданию постоянной тяги (Патент US №3646761, кл. F 02 K 7/10, 1972).
Указанный способ, выбранный в качестве аналога, рассчитан на достаточно узкий диапазон по полетным числам Маха (М=6-7), т.е. по существу является однорежимным маршевым СПВРД. Это обстоятельство делает весьма проблематичным использование данного способа в ВКС, СПВРД которых должны работать в широком диапазоне полетных чисел Маха (М=2-25). Конструкция камеры сгорания в данном способе имеет много подвижных частей со сложной системой устройств, обеспечивающих их согласованное управление. Требуется значительный размер камеры сгорания для осуществления указанного способа горения.
Известен также способ разгона СПВРД преимущественно для воздушно-космического самолета, включающий сжатие воздуха в системе внешних скачков, возникающих на фиксированных элементах фюзеляжа, и внутренних скачков, формируемых регулируемыми элементами проточной части камеры сгорания, детонационное горение топливо-воздушной газовой смеси в камере сгорания и последующее продуктов детонации в сопле, отличающийся от выбранного аналога тем, что при полете на скоростях меньше чисел Маха М=6-9 топливо сжигают при распределенной по длине подаче в расширяющейся камере сгорания, а при увеличении числа Маха полета более 6-9 распределенную подачу отключают и топливо подают в поток за внешней системой скачков, но непосредственно перед камерой сгорания, и регулированием проточной части формируют на ее входе наклонную детонационную волну, в которой и происходит детонационное горение топливо-воздушной газовой смеси (Патент RU №2101536, кл. F 02 K 7/10,1998).
Указанный способ, выбранный в качестве прототипа, частично устраняет недостатки, присущие аналогу. Этот способ разгона позволяет обеспечивать эффективность СПВРД в широком диапазоне сверхзвуковых скоростей полета (М=2-25) и делает возможным использование СПВРД в качестве силовой установки ВКС. Тем не менее, у прототипа имеется и ряд отрицательных свойств. Требуется достаточно протяженная камера сгорания и усложненная переключаемая система подачи топлива. Кроме того, как в прототипе, так и в аналоге конструкция проточной камеры сгорания предусматривает непосредственный контакт высокотемпературного потока продуктов горения со стенками камеры. Это выдвигает особые требования к материалам, используемым для изготовления камеры сгорания, а также делает необходимым организацию системы охлаждения ее стенок. Эти особенности описанных выше способов ведут к усложнению конструкции камеры сгорании, увеличению ее веса и размеров, а также повышению ее стоимости.
Задачей изобретения является упрощение конструкции камеры сгорания и системы подачи топлива и повышение технических и экономических характеристик летательного аппарата за счет снижения размеров (длины) камеры сгорании, уменьшения теплонапряженности стенок камеры, ее веса, а также ее стоимости.
Поставленная задача достигается тем, что в способе организации детонационного режима горения в прямоточном воздушно-реактивном двигателе сверхзвукового и/или гиперзвукового летательного аппарата, включающем подачу топливо-воздушной газовой смеси в камеру сгорания двигателя, генерирование внутренних ударных волн в проточной части камеры сгорания, формируемых регулируемыми элементами камеры сгорания, например системой из двух плоских симметричных клиньев, детонационное горение смеси в камере сгорания с последующим расширением продуктов детонации в сопле, в проточной части камеры сгорания создают систему симметричных наклонных падающих ударных волн, при этом в центральной части поперечного сечения камеры сгорания в результате взаимодействия этих волн друг с другом формируется пересжатая детонационная волна - ножка Маха, регулируемая как по величине (высота), так и по месту положения ее в проточной части камеры сгорания. Во фронте сформированной детонационной волны происходит детонационное сжигание смеси с образованием за ней высокотемпературной области продуктов детонации, а также наряду с этим образуются наклонные отраженные ударные волны между ножкой Маха и стенками камеры, без процесса горения, с температурой газовой смеси за ними, существенно меньшей, чем в области продуктов детонации. Размер ножки Маха, а тем самым и ее положение в продольном направлении камеры сгорания, а также и ее стационарность задают посредством изменения геометрических параметров регулирующих элементов камеры сгорания в зависимости от числа Маха потока на входе в камеру сгорания и химического состава поступающей топливо-воздушной газовой смеси.
На фиг.1 показана камера сгорания, реализующая предложенный способ организации детонационного горения на примере системы из двух плоских симметричных клиньев. На фюзеляже 1 закреплен клин 2, симметрично ему распложен клин 3. За клиньями расположен коробчатый канал с верхней стенкой 4 и нижней стенкой 5. Проточную часть камеры сгорания образуют поверхности клиньев 2 и 3, а также стенки канала 4 и 5. За камерой сгорания следует сопло 6. Проточная часть камеры сгорания выполнена регулируемой, элементы 3 и 5 являются нижней стороной короба, подвижного относительно фюзеляжа 1. Этим достигается возможностью изменения положения в вертикальном направлении клина 3 и стенки 5 относительно клина 2 и стенки 4, при этом изменяется высота проточной части камеры сгорания. Также имеется возможность одновременного изменения угла клиньев 2 и 3.
На фиг.2 показана структура течения в камере сгорания (представлена только верхняя ее часть) для модельного расчета течения стехиометрической водородно-кислородной смеси. Число Маха потока на входе в камеру сгорания составляло Мвход=5,5, статическое давление в потоке равнялось 0,2 атм. Представлена только верхняя часть картины течения, нижняя часть течения симметрична приведенной. Представлены: наклонная ударная волна а, отходящая от клина 2 с углом при вершине θ, ножка Маха b, являющаяся пересжатой детонационной волной (ДВ), тройная точка с и исходящая из нее отраженная волна d, а также контактный разрыв е, разделяющий течение в проточной части камеры сгорания на две области. Детонационное горение осуществляется в волне b, а область f является потоком высокотемпературных продуктов детонации. Область g представляет собой поток нереагирующей газовой смеси, испытавшей последовательные сжатия в косой волне а и в отраженной волне d. Вследствие относительно низких температур газа за указанными волнами, по сравнению с состоянием за волной b, воспламенения топливо-воздушной смеси не происходит. Ножка Маха b - пересжатая ДВ оказывается как бы «подвешенной» в потоке и не присоединенной к какому-либо элементу камеры сгорания. Таким образом, высокотемпературная область f продуктов детонации оказывается изолированной от поверхности клиньев 2, 3 и стенок 4, 5 камеры сгорания низкотемпературным потоком g.
На фиг.3 показан пример конкретного осуществления способа, представлена только верхняя часть камеры сгорания.
Способ осуществляется следующим образом. На вход в камеру сгорания подается сверхзвуковой поток топливо-воздушной газовой смеси. На клиньях 2 и 3 образуются две наклонные ударные волны, волна а (см. фиг.2) и симметричная ей соответствующая волна на клине 3. В результате взаимодействия наклонных волн между собой в проточном канале камеры сгорания формируется ножка Маха b. Ножка стоит в среднем нормально к вектору скорости набегающего потока, поэтому температура за ее фронтом высока и достаточна для воспламенения газовой смеси. Часть потока газа, проходящая через ножку Маха, испытывает ударно-волновое сжатие и нагрев, в смеси начинаются химические реакции, приводящие к тепловыделению и дополнительному нагреву продуктов реакции. Ведущий ударный фронт и последующая за ней зона тепловыделения образуют пересжатую детонационную волну. Химическое преобразование смеси в ДВ, а особенно в пересжатой ДВ, характеризуется чрезвычайно высокой скоростью по сравнению с известными способами сжигания топлива. Это позволяет уменьшить размеры и вес камеры сгорания.
Оставшаяся часть потока проходит через систему наклонных ударных волн a и d, нагрев газа в которых недостаточен для начала реакций тепловыделения. Поэтому температура в области g, как показывают результаты численного моделирования, значительно ниже, чем в потоке продуктов детонации f. Вследствие этого тепловые нагрузки на стенки проточной части камеры сгорания 4 и 5, поверхности клиньев 2 и 3 существенно меньше, чем в прототипе и аналоге. Это позволяет снизить требования к конструкционным материалам для изготовления камеры сгорания, уменьшить ее вес и упростить систему охлаждения.
В зависимости от числа Маха полета аппарата подачу топлива регулируют таким образом, чтобы для образовавшейся топливо-воздушной смеси с данным химическим составом число Маха детонационной волны в режиме Чепмена-Жуге (Мч-ж) было меньше, чем число Маха потока (Мвход) этой смеси во входном сечении камеры сгорания, Мч-ж<Мвход. С точки зрения оптимального использования имеющегося на борту топлива, соотношение топливо/окислитель в смеси необходимо варьировать от бедного состава топливо-воздушной смеси до стехиометрического состава. Результаты проведенных исследований показывают возможность осуществления предложенного способа детонационного сжигания путем формирования стационарной ножки Маха, начиная со значений Мвход=3,15 и больших, и величины соотношения Мвход/Мч-ж=1,04 и больше. Таким образом, нашими исследованиями было продемонстрировано, что число Маха набегающего потока должно лишь незначительно превышать MCJ для существования стационарной ножки Маха - пересжатой ДВ. Еще одной особенностью предлагаемого способа детонационного сжигания является отсутствие ограничения на величину максимального полетного числа Маха и, соответственно, величину Мвход. Для формирования в потоке стационарной ножки Маха важным является именно минимальное значение параметра Мвход/Мч-ж.
Кроме этого, в зависимости от числа Маха полета аппарата, и, следовательно, величины Мвход, и химического состава смеси изменяют величину угла симметричных клиньев 2 и 3, а также высоту проточной части камеры сгорания (расстояние между стенками 4 и 5). Этим обеспечивается стационарность ножки Маха и возможность регулирования ее размера, а тем самым и ее положение в продольном направлении камеры сгорания.
Пример конкретного осуществления способа (показан на фиг.3). Здесь приведены результаты численного моделирования камеры сгорания. Угол клина 2 составляет θ=23°, число Маха потока стехиометрической водородо-воздушной смеси на входе в камеру выбран Mвход=4,6. Число Маха Чепмена-Жуге для данной смеси и выбранных параметров потока составляет Мч-ж=4,4. Элементы структуры течения в камере и конструктивные части камеры обозначены аналогично фиг.2. Расчеты показали, что для данной смеси и числа Маха потока осуществляется устойчивое детонационное горение в стационарной пересжатой детонационной волне - ножке Маха b. Температура потока в области g равна примерно 900 К, в то время как в области f она составляет примерно 2200 К - 2300 К. Звуковая линия, замыкающая стационарную зону горения за ножкой Маха b, расположена примерно в районе x=61 см. Общая длина камеры сгорания для данных параметрах потока и состава смеси может быть ограничена этой величиной, при больших значениях x при необходимости возможно изменение размеров и формы проточного канала для его сопряжения с последующим соплом 6 (Фиг.1). Расчеты подтвердили возможность создания весьма компактной камеры детонационного горения с использованием ножки Маха для детонационного сжигания водородно-воздушной смеси, в которой зона горения оказывается изолированной от стенок канала относительно низкотемпературным потоком газа.
Claims (1)
- Способ организации детонационного режима горения в прямоточном воздушно-реактивном двигателе сверхзвукового и/или гиперзвукового летательного аппарата, включающий подачу топливовоздушной газовой смеси в камеру сгорания двигателя, генерирование внутренних ударных волн в проточной части камеры сгорания, формируемых регулируемыми элементами камеры сгорания, например системой из двух плоских симметричных клиньев, детонационное горение смеси в камере сгорания с последующим расширением продуктов детонации в сопле, отличающийся тем, что в проточной части камеры сгорания создают систему симметричных наклонных падающих ударных волн, при этом в центральной части поперечного сечения камеры сгорания в результате взаимодействия этих волн друг с другом формируется пересжатая детонационная волна - ножка Маха с возможностью регулирования ее размера и местоположения в проточной части камеры сгорания, в которой происходит детонационное сжигание смеси с образованием за ней высокотемпературной области продуктов детонации, а также наряду с этим образуются наклонные отраженные ударные волны между ножкой Маха и стенками камеры, без процесса горения, с температурой газовой смеси за ними существенно меньшей, чем в области продуктов детонации, причем размер ножки Маха, а тем самым и ее положение в продольном направлении камеры сгорания, а также и ее стационарность задают посредством изменения геометрических параметров регулирующих элементов камеры сгорания в зависимости от числа Маха потока на входе в камеру сгорания и химического состава поступающей топливовоздушной газовой смеси.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2004136236/06A RU2285143C2 (ru) | 2004-12-10 | 2004-12-10 | Способ организации детонационного режима горения в камере сгорания сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2004136236/06A RU2285143C2 (ru) | 2004-12-10 | 2004-12-10 | Способ организации детонационного режима горения в камере сгорания сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2004136236A RU2004136236A (ru) | 2006-05-20 |
RU2285143C2 true RU2285143C2 (ru) | 2006-10-10 |
Family
ID=36658200
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2004136236/06A RU2285143C2 (ru) | 2004-12-10 | 2004-12-10 | Способ организации детонационного режима горения в камере сгорания сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2285143C2 (ru) |
Cited By (9)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2009154507A1 (en) * | 2008-06-18 | 2009-12-23 | Aleksey Vladimirovich Danilin | Alternative current generator and hypersonic pulsating jet engine based on |
RU2453719C1 (ru) * | 2010-11-09 | 2012-06-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Способ организации горения в гиперзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе и гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель |
RU2563092C2 (ru) * | 2014-01-24 | 2015-09-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Способ организации детонационно-дефлаграционного горения и детонационно-дефлаграционный пульсирующий прямоточный воздушно-реактивный двигатель |
RU2585328C2 (ru) * | 2014-02-19 | 2016-05-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного мотостроения имени П.И. Баранова" | Способ организации горения топлива и детонационно-дефлаграционный пульсирующий прямоточный воздушно-реактивный двигатель |
CN106837603A (zh) * | 2017-03-29 | 2017-06-13 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 一种超声速爆震发动机及其推进*** |
RU2659415C1 (ru) * | 2017-06-14 | 2018-07-02 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" | Способ инициирования импульсной детонации |
CN109114593A (zh) * | 2018-07-25 | 2019-01-01 | 南京理工大学 | 一种用来控制爆轰的多台阶级联燃烧室 |
CN109114590A (zh) * | 2018-07-25 | 2019-01-01 | 南京理工大学 | 一种可动台阶控制爆轰的燃烧室 |
RU2714582C1 (ru) * | 2019-04-09 | 2020-02-18 | Общество с ограниченной ответственностью "Новые физические принципы" | Способ организации рабочего процесса в прямоточном воздушно-реактивном двигателе с непрерывно-детонационной камерой сгорания и устройство для его осуществления |
-
2004
- 2004-12-10 RU RU2004136236/06A patent/RU2285143C2/ru not_active IP Right Cessation
Cited By (10)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2009154507A1 (en) * | 2008-06-18 | 2009-12-23 | Aleksey Vladimirovich Danilin | Alternative current generator and hypersonic pulsating jet engine based on |
RU2453719C1 (ru) * | 2010-11-09 | 2012-06-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Способ организации горения в гиперзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе и гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель |
RU2563092C2 (ru) * | 2014-01-24 | 2015-09-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Способ организации детонационно-дефлаграционного горения и детонационно-дефлаграционный пульсирующий прямоточный воздушно-реактивный двигатель |
RU2585328C2 (ru) * | 2014-02-19 | 2016-05-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного мотостроения имени П.И. Баранова" | Способ организации горения топлива и детонационно-дефлаграционный пульсирующий прямоточный воздушно-реактивный двигатель |
CN106837603A (zh) * | 2017-03-29 | 2017-06-13 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 一种超声速爆震发动机及其推进*** |
CN106837603B (zh) * | 2017-03-29 | 2018-07-20 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 一种超声速爆震发动机及其推进*** |
RU2659415C1 (ru) * | 2017-06-14 | 2018-07-02 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" | Способ инициирования импульсной детонации |
CN109114593A (zh) * | 2018-07-25 | 2019-01-01 | 南京理工大学 | 一种用来控制爆轰的多台阶级联燃烧室 |
CN109114590A (zh) * | 2018-07-25 | 2019-01-01 | 南京理工大学 | 一种可动台阶控制爆轰的燃烧室 |
RU2714582C1 (ru) * | 2019-04-09 | 2020-02-18 | Общество с ограниченной ответственностью "Новые физические принципы" | Способ организации рабочего процесса в прямоточном воздушно-реактивном двигателе с непрерывно-детонационной камерой сгорания и устройство для его осуществления |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2004136236A (ru) | 2006-05-20 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US6907724B2 (en) | Combined cycle engines incorporating swirl augmented combustion for reduced volume and weight and improved performance | |
US7137255B2 (en) | Compact swirl augmented afterburners for gas turbine engines | |
US7168236B2 (en) | Compact lightweight ramjet engines incorporating swirl augmented combustion with improved performance | |
US6820411B2 (en) | Compact, lightweight high-performance lift thruster incorporating swirl-augmented oxidizer/fuel injection, mixing and combustion | |
US6347509B1 (en) | Pulsed detonation engine with ejector bypass | |
Dubrovskii et al. | Three-dimensional numerical simulation of the characteristics of a ramjet power plant with a continuous-detonation combustor in supersonic flight | |
RU2674172C1 (ru) | Турбореактивный двигатель и способ его работы | |
US7310951B2 (en) | Steady-state detonation combustor and steady-state detonation wave generating method | |
RU2285143C2 (ru) | Способ организации детонационного режима горения в камере сгорания сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя | |
Daniau et al. | Pulsed and rotating detonation propulsion systems: first step toward operational engines | |
Brackett et al. | Computational investigation of oblique detonation ramjet-in-tube concepts | |
US3783616A (en) | Control method for detonation combustion engines | |
US6981364B2 (en) | Combine engine for single-stage spacecraft | |
US3008669A (en) | Ramjet missile | |
CN110195654B (zh) | 具有旋转爆震燃烧***的发动机 | |
CN109028150A (zh) | 用于旋转爆震推进***的泡腾雾化结构和操作方法 | |
CN110195881B (zh) | 具有旋转爆震燃烧***的发动机 | |
Zhao et al. | Experimental investigation of combustion mode transitions on solid rocket scramjet combustor | |
Fang et al. | Experimental and numerical investigation of an embedded rocket ramjet combustor | |
Candel et al. | Group combustion in spray flames | |
Tomioka et al. | Performance of a rocket-ramjet combined-cycle engine model in ejector mode operation | |
Zhang | Enhancing detonation propulsion with jet in cross-flow: A comprehensive review | |
RU2315193C1 (ru) | Прямоточный воздушно-реактивный двигатель с распределенным по длине тепломассоподводом | |
Levin | Problems of implementing ramjet operation | |
GB2404952A (en) | Air-breathing reaction propulsion engine |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20191211 |