RU2331784C2 - Импульсная детонационная система для газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель с такой системой - Google Patents

Импульсная детонационная система для газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель с такой системой Download PDF

Info

Publication number
RU2331784C2
RU2331784C2 RU2003136814/06A RU2003136814A RU2331784C2 RU 2331784 C2 RU2331784 C2 RU 2331784C2 RU 2003136814/06 A RU2003136814/06 A RU 2003136814/06A RU 2003136814 A RU2003136814 A RU 2003136814A RU 2331784 C2 RU2331784 C2 RU 2331784C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
engine
detonation system
gas turbine
afterburner
pulse detonation
Prior art date
Application number
RU2003136814/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2003136814A (ru
Inventor
Джон Майкл КОШОФФЕР (US)
Джон Майкл КОШОФФЕР
Original Assignee
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 filed Critical Дженерал Электрик Компани
Publication of RU2003136814A publication Critical patent/RU2003136814A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2331784C2 publication Critical patent/RU2331784C2/ru

Links

Images

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
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/075—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type controlling flow ratio between flows
    • 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
    • F02K7/06—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 combustion chambers having valves
    • 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

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)
  • Separation By Low-Temperature Treatments (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)

Abstract

Газотурбинный двигатель содержит всасывающую часть, выхлопную часть, которая расположена соосно с всасывающей частью, и импульсную детонационную систему (12), расположенную между упомянутыми всасывающей и выхлопной частями. Импульсная детонационная система имеет конфигурацию, обеспечивающую рост температуры и рост давления внутри газотурбинного двигателя и увеличение тяги двигателя. Импульсная детонационная система содержит форсажную камеру импульсной детонации, работающую в многостадийном режиме, содержащую преддетонационную камеру. Эксплуатация преддетонационной камеры предусматривает, по меньшей мере, первую рабочую стадию, на которой топливно-воздушная смесь, количество которой меньше стехиометрического, подается в нее. Форсажная камера также предусматривает, по меньшей мере, вторую рабочую стадию, во время которой стехиометрическая топливно-воздушная смесь подается в упомянутую форсажную камеру. Изобретение позволяет создать газотурбинный двигатель с оптимальной тягой при минимальном расходе топлива и с высоким КПД и улучшенной рабочей характеристикой в широком диапазоне скоростей полета. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 3 ил.

Description

Это изобретение относится к газотурбинным двигателям, а более конкретно - к импульсной детонационной системе для газотурбинного двигателя.
Турбовентиляторные прямоточные воздушно-реактивные двигатели изменяемого цикла можно использовать для обеспечения скоростей полета воздушных судов в диапазоне от низких дозвуковых чисел Маха до высоких сверхзвуковых чисел Маха порядка 6М. Известные двигатели, как описано в патенте США №5694768, включают в себя систему двигателя основного контура и двухрежимную форсажную камеру. Эта двухрежимная форсажная камера обеспечивает дополнительный нагрев для выпускаемого воздушного потока, покидающего систему двигателя основного контура, для увеличения тяги двигателя. Система двигателя основного контура обеспечивает мощность для привода вентиляторного узла и в типичном случае включает в себя расположенные последовательно в направлении осевого потока компрессор, камеру сгорания, турбину высокого давления и турбину низкого давления. Двухрежимная форсажная камера расположена ниже по течению от двигателя основного контура и принимает воздух из двигателя основного контура и из внешнего контура, окружающего двигатель основного контура. Однако форсажные камеры допускают лишь увеличение уровня тяги, ограниченное стехиометрией, и в результате этого, может потребоваться несколько разных камер сгорания, чтобы двигатель работал эффективно в широком диапазоне рабочих скоростей полета. Чтобы облегчить оптимизацию создания тяги, по меньшей мере, некоторые известные двигатели включают в себя импульсные детонационные системы, которые заменяют обычную форсажную камеру в турбовентиляторном или турбореактивном двигателе и которые используют процесс быстрого сгорания и процесс детонации. Процесс быстрого сгорания реализуется с помощью механических клапанов. Однако работоспособность таких систем в общем случае ограничена ввиду присущих им недостатков, которые могут возникать из-за того, что процесс быстрого сгорания потребляет энергию, не предоставляя преимуществ детонации, которая происходит только в остатке какого-либо неизрасходованного топлива. Кроме того, любые преимущества, извлекаемые из использования таких импульсных детонационных систем, могут быть обесценены общим весом системы.
Технической задачей настоящего изобретения является создание импульсной детонационной системы для газотурбинного двигателя, обеспечивающей использование всех преимуществ процесса детонации и позволяющей оптимизировать создание тяги двигателя.
Кроме того, технической задачей настоящего изобретения является создание газотурбинного двигателя с оптимальной тягой при минимальном расходе топлива и с высоким КПД и улучшенной рабочей характеристикой в широком диапазоне скоростей полета.
Данные технические задачи решаются за счет того, что согласно изобретению импульсная детонационная система для газотурбинного двигателя, включающего двигатель внутреннего контура, расположена по потоку после двигателя внутреннего контура и имеет конфигурацию, обеспечивающую рост температуры и рост давления внутри газотурбинного двигателя и увеличение тяги двигателя, при этом упомянутая импульсная детонационная система содержит форсажную камеру импульсной детонации, работающую в многостадийном режиме, содержащую преддетонационную камеру, эксплуатация которой предусматривает, по меньшей мере, первую рабочую стадию, на которой топливно-воздушная смесь, количество которой меньше стехиометрического, подается в упомянутую преддетонационную камеру.
Предпочтительно форсажная камера также выполнена с возможностью эксплуатации, предусматривающей, по меньшей мере, вторую рабочую стадию, во время которой стехиометрическая топливно-воздушная смесь подается в упомянутую форсажную камеру.
Предпочтительно форсажная камера облегчает создание модулированной тяги из газотурбинного двигателя.
Предпочтительно газотурбинный двигатель включает в себя осевую часть, проходящую в направлении к носу воздушного судна от двигателя внутреннего контура, причем упомянутая форсажная камера импульсной детонации дополнительно содержит кольцевую камеру сгорания, проходящую по окружности вокруг осевой части двигателя.
Предпочтительно кольцевая камера сгорания расположена радиально снаружи от осевой части двигателя и содержит осевые желоба.
Предпочтительно кольцевая камера сгорания содержит первые осевые желоба и вторые осевые желоба, причем упомянутые первые осевые желоба сообщаются по потоку с потоком текучей среды, выходящим из двигателя основного контура, а упомянутые вторые осевые желоба сообщаются по потоку с потоком текучей среды, обходящим двигатель основного контура.
Предпочтительно каждый упомянутый первый осевой желоб находится между парой расположенных рядом по окружности вторых осевых желобов.
Предпочтительно форсажная камера импульсной детонации дополнительно содержит распылительные топливные форсунки для подачи топлива после двигателя основного контура.
Технические задачи также решаются за счет того, что в газотурбинном двигателе, содержащем
всасывающую часть,
выхлопную часть, которая расположена соосно с всасывающей частью, и
импульсную детонационную систему, расположенную между упомянутыми всасывающей и выхлопной частями, согласно изобретению импульсная детонационная система имеет конфигурацию, обеспечивающую рост температуры и рост давления внутри газотурбинного двигателя и увеличение тяги двигателя, при этом упомянутая импульсная детонационная система содержит форсажную камеру импульсной детонации, работающую в многостадийном режиме, содержащую преддетонационную камеру, эксплуатация которой предусматривает, по меньшей мере, первую рабочую стадию, на которой топливно-воздушная смесь, количество которой меньше стехиометрического, подается в упомянутую форсажную камеру.
Предпочтительно газотурбинный двигатель дополнительно содержит двигатель основного контура, конфигурация которого обеспечивает питание упомянутого газотурбинного двигателя, и внешний контур для направления потока вокруг упомянутого двигателя основного контура, при этом упомянутая импульсная детонационная система расположена по потоку после упомянутого двигателя внутреннего контура, так что упомянутая импульсная детонационная система сообщается по потоку с упомянутым внешним контуром и упомянутым двигателем внутреннего контура.
Далее изобретение будет пояснено более подробно со ссылкой на чертежи, на которых
фиг.1 - поперечное сечение на виде сбоку газотурбинного двигателя, включающего импульсную детонационную систему;
фиг.2 - частичное сечение части импульсной детонационной системы, показанной на фиг.1, видимое с линии 2-2; и
фиг.3 - поперечное сечение на виде сбоку газотурбинного двигателя, включающего в себя альтернативный конкретный вариант осуществления импульсной детонационной системы.
На фиг.1 представлено поперечное сечение на виде сбоку газотурбинного двигателя 10, включающего в себя импульсную детонационную систему 12. На фиг.2 представлено сечение части импульсной детонационной системы 12, сделанное по линии 2-2, показанной на фиг.1. В одном конкретном варианте осуществления, двигатель 10 представляет собой двигатель F110/129, поставляемый фирмой General Electric Aircraft Engines, Цинциннати, штат Огайо, США. Двигатель 10 имеет в основном продольно проходящую ось или осевую линию 14, проходящую в направлении 16 к носу воздушного судна и направлении 18 к хвосту воздушного судна. Двигатель 10 включает двигатель 30 основного контура, который включает компрессор 34 высокого давления, камеру 36 сгорания, турбину 38 высокого давления и силовую турбину или турбину 39 низкого давления, причем все эти составные части конструкции расположены последовательно по осевому потоку. Двигатель 10 также включает внешний контур 44, который окружает двигатель 30 основного контура и гарантирует направление потока текучей среды по потоку за двигатель 30 основного контура, а не через сам двигатель 30 основного контура. В альтернативном конкретном варианте осуществления двигатель 10 включает вентиляторный узел основного контура (не показан). По потоку после двигателя 30 основного контура проходит кольцевая осевая часть 50.
Импульсная детонационная система 12 расположена по потоку после двигателя 30 основного контура, так что, по меньшей мере, часть импульсной детонационной системы 12 принимает горючие газы двигателя внутреннего контура, выпускаемые из двигателя 30 внутреннего контура на вход 40 преддетонационной камеры 48. Импульсная детонационная система 12 расположена по потоку до выхлопного сопла 54 изменяемой геометрии, так что импульсная детонационная система 12 вызывает рост температуры и рост давления внутри двигателя 10 без использования турбоагрегатов, заключенных внутри двигателя 30 основного контура, при создании тяги из двигателя 10. Импульсная детонационная система 12 включает форсажную камеру 60 импульсной детонации, которая включает преддетонационную камеру или преддетонатор 48, начальный детонатор или инициатор 62 детонации и кольцевую камеру 64 сгорания.
В возможном конкретном варианте осуществления камера 64 включает желобной или лопастной смеситель 70, расположенный по окружности вокруг осевой части 50 и по радиусу снаружи от осевой части 50. Смеситель 70 изготовлен со стоечным каркасом 72, который делит смеситель 70 на множество желобов 74, которые проходят в осевом направлении через смеситель 70. Более конкретно, желоба 74 включают множество горячих желобов 76 и множество холодных желобов 78. Желоба 74 чередуются по окружности, так что каждый горячий желоб расположен между парой расположенных рядом по окружности холодных желобов 78. Горячие желоба 76 имеют размеры, аналогичные размерам холодных желобов 78, но расположены с обеспечением сообщения по потоку только с двигателем 30 внутреннего контура, тогда как холодные желоба 78 расположены с обеспечением сообщения по потоку с внешним контуром 44. В возможном конкретном варианте осуществления смеситель 70 включает восемь горячих желобов 76 и восемь холодных желобов 78.
Более конкретно, камера 64 проходит между по радиусу внутренней стороной 80 и по радиусу внешней стороной 82. С внутренней стороной 80 камеры связан кольцевой теплозащитный экран 84 для облегчения защиты камеры 74 от высоких температур, создаваемых внутри преддетонационной камеры 48 и начального детонатора 62. Более конкретно, инициирующая детонационная камера 62 ограничена по радиусу изнутри от теплозащитного экрана 60 и ниже по потоку от резонатора 86. Резонатор 86 связан с осевой частью 50 посредством несущего элемента 88, который проходит, по существу, в осевом направлении ниже по течению осевой части 50.
По окружности вокруг несущего элемента 88 резонатора и части резонатора 86 проходит кольцевая облицовка 90. Следовательно, облицовка 90 проходит в осевом направлении между осевой частью 50 и расположенной выше по потоку стороной резонатора 86 для облегчения защиты несущего элемента 88 и части резонатора 86 от высоких температур, которые могут иметь место внутри форсажной камеры 60.
При эксплуатации воздушный поток попадает в двигатель 10, а топливо вводится в двигатель 30 основного контура. Эти воздух и топливо смешиваются и воспламеняются внутри двигателя 30 основного контура с образованием горячих горючих газов. В частности, сжатый воздух из компрессора 34 высокого давления смешивается с топливом в камере 36 сгорания и воспламеняется, вследствие чего образуются горючие газы. Такие горючие газы приводят в действие турбину 38 высокого давления, которая приводит в действие компрессор 34 высокого давления. Горючие газы выпускаются из турбины 38 высокого давления в турбину 39 низкого давления. Воздушный поток основного контура выпускается из турбины 39 высокого давления и направляется к импульсной детонационной системе 12.
Воздушный поток основного контура направляется по каналу в импульсную детонационную систему 12, а дополнительное топливо вводится в являющуюся ее частью преддетонационную систему 48, так что количество локальной топливно-воздушной смеси, меньшее, чем стехиометрическое, увеличивается до количества топливно-воздушной смеси, большего, чем стехиометрическое. В целях, преследуемых этой заявкой, стехиометрическое сгорание происходит, когда, по существу, весь кислород израсходован во время реакции. Более конкретно, в возможном конкретном варианте осуществления во время первой стадии работы форсажной камеры топливо направляется по каналу в преддетонационную камеру 48 для увеличения количества локальной топливно-воздушной смеси приблизительно вдвое по сравнению со стехиометрической топливно-воздушной смесью. Затем богатая топливом смесь разбавляется с достижением благоприятного стехиометрического состава для детонации, а затем детонирует, так что детонационная волна или фронт 100 пламени инициируется инициатором 62 детонации внутри зоны 102 критического сечения, ограниченной теплозащитным экраном 84. Создание тяги на первой стадии охватывает стадию быстрого сгорания, которая имеет место перед детонацией и длится вплоть до инициирования детонации.
Во время второй стадии работы форсажной камеры в импульсную детонационную систему 12 подается дополнительное топливо для перехода от работы в «сухом» режиме к модуляции операции предварительного нагрева. В частности, топливо подают в смеситель 70 таким образом, что это топливо смешивается с воздушным потоком двигателя внутреннего контура, направляемым через горячие желоба 76, а также с воздушным потоком внешнего контура, направляемым через холодные желоба 78. Топливно-воздушная смесь выпускается из желобов 74 по потоку после начального детонатора 62. Расширение детонационной волны 100 повышает давление топливно-воздушной смеси, выпускаемой из смесителя 70, переводя ее в режим детонации, так что возобновляется процесс сгорания и происходит повторное воспламенение выхлопных газов и топливно-воздушной смеси, вследствие чего создается последовательность волн 110 давления. Более конкретно, волны 110 распространяются по направлению к хвосту воздушного судна на сверхзвуковых скоростях и сжимают горячие горючие газы, создавая тягу, когда волны 110 давления выходят из импульсной детонационной системы 12. Соответственно смеситель 70 облегчает сгорание, по существу, в постоянном объеме внутри форсажной камеры 60 импульсной детонации, так что с помощью импульсной детонационной системы 12 создается модулированная тяга. Следовательно, модуляция повторного нагрева облегчается посредством упорядочения и надлежащего построения стадийной работы импульсной детонационной системы 12 таким образом, что создается форсированная тяга из двигателя 10 и при этом облегчается минимизация потребления быстро сгорающего топлива.
На фиг.3 представлено поперечное сечение на виде сбоку газотурбинного двигателя 10, включающего альтернативный конкретный вариант осуществления импульсной детонационной системы 200. Импульсная детонационная система 200, по существу, аналогична импульсной детонационной системе 12 (показанной на фиг.1 и 2), а составные части детонационной системы 200, которые идентичны составным частям импульсной детонационной системы 12, обозначены на фиг.3 теми же позициями, которые были использованы на фиг.1 и 2. Следовательно, импульсная детонационная система 200 включает форсажную камеру 202 импульсной детонации, работающую в многостадийном режиме, которая включает начальный детонатор 62 и кольцевую камеру 204 сгорания. Кольцевая камера 204, по существу, аналогична камере 64 (показанной на фиг.1) и включает смеситель 70 (показанный на фиг.2), стоечный каркас 72 и желоба 74 (показанные на фиг.2).
Камера 204 проходит по окружности вокруг осевой части 50. По окружности вокруг камеры 204 проходит канал 210 топлива, так что камера 204 располагается по радиусу изнутри от канала 210. Канал 210 проходит по потоку после камеры 204. Более конкретно, канал 204 сообщается по потоку с внешним контуром 44 и проходит по окружности вокруг осевой части 50, так что осевой канал 210 расположен по радиусу снаружи от осевой части 50. С каналом 210 сообщаются по потоку распылительные топливные форсунки 220, предназначенные для нагнетания распыляемого топлива в канал 210, что подробнее описано ниже.
При эксплуатации воздушный поток попадает в двигатель 10, а топливо вводится в двигатель 30 основного контура. Эти воздух и топливо смешиваются и воспламеняются внутри двигателя 30 основного контура с образованием горячих горючих газов. В частности, сжатый воздух из компрессора 34 высокого давления смешивается с топливом в камере 36 сгорания и воспламеняется, вследствие чего образуются горючие газы. Такие горючие газы приводят в действие турбину 38 высокого давления, которая приводит в действие компрессор 34 высокого давления. Горючие газы выпускаются из турбины 38 высокого давления в турбину 39 низкого давления. Воздушный поток основного контура выпускается из турбины 39 высокого давления и направляется к импульсной детонационной системе 200.
Воздушный поток основного контура направляется по каналу в импульсную детонационную систему 200, а дополнительное топливо вводится в импульсную детонационную систему 200, так что количество топливно-воздушной смеси, меньшее, чем стехиометрическое, увеличивается до количества топливно-воздушной смеси, большего, чем стехиометрическое. В целях, преследуемых этой заявкой, стехиометрическое сгорание происходит, когда, по существу, весь кислород израсходован во время реакции. Более конкретно, в возможном конкретном варианте осуществления во время первой стадии работы форсажной камеры топливо направляется по каналу в импульсную детонационную систему 200 для увеличения количества топливно-воздушной смеси приблизительно вдвое по сравнению со стехиометрической топливно-воздушной смесью. Затем богатая топливом смесь детонирует, так что детонационная волна или фронт 100 пламени инициируется детонатором 62 в пределах зоны 102 критического сечения.
Во время второй стадии работы форсажной камеры в импульсную детонационную систему 200 подается дополнительное топливо для инициирования перехода от работы в «сухом» режиме к модуляции операции предварительного нагрева. В частности, топливо подают в смеситель 70 таким образом, что это топливо смешивается с воздушным потоком двигателя внутреннего контура, направляемым через горячие желоба 76, а также с воздушным потоком внешнего контура, направляемым через холодные желоба 78. Топливно-воздушная смесь выпускается из желобов 74 по потоку за начальным детонатором 62. Расширение детонационной волны 100 повышает давление топливно-воздушной смеси, выпускаемой из смесителя 70, переводя ее в режим детонации, так что возобновляется процесс сгорания и происходит повторное воспламенение выхлопных газов и топливно-воздушной смеси, вследствие чего создается последовательность волн 110 давления. Более конкретно, волны 110 распространяются по направлению к хвосту воздушного судна на сверхзвуковых скоростях и сжимают горячие горючие газы, создавая тягу, когда волны 110 давления выходят из импульсной детонационной системы 200.
На последующей стадии работы форсажной камеры открывается выхлопное сопло 54 переменной геометрии, и в канал 210 подается дополнительное топливо через топливные форсунки 220. Открытие сопла 54 облегчает перенос критического звукового сечения сопла 54 выше по потоку в примыкающий канал 210. Топливо смешивается с потоком текучей среды, выпускаемым из внешнего контура 44, а топливно-воздушная смесь выпускается из канала 210 по потоку за камерой 204. Расширение детонационной волны 100 повышает давление топливно-воздушной смеси, выпускаемой из канала 210 с переводом ее в режим детонации, так что возобновляется процесс сгорания и происходит повторное воспламенение выхлопных газов и топливно-воздушной смеси, вследствие чего создается последовательность волн 230 давления. Более конкретно, волны 110 распространяются по направлению к хвосту воздушного судна, создавая модулированную тягу двигателя 10. В альтернативном варианте используют последовательность дополнительных стадий работы форсажной камеры для создания дополнительной модулированной тяги двигателя 10.
Вышеописанная импульсная детонационная система включает, по меньшей мере, одну форсажную камеру импульсной детонации, которая создает дополнительную тягу двигателя без использования турбоагрегатов. Более конкретно, форсажная камера импульсной детонации работает в многостадийном режиме, так что модуляция повторного нагрева достигается путем упорядочения и надлежащего построения стадийной работы форсажной камеры импульсной детонации. В результате, двигатели, в которых используется импульсная детонационная система, получают повышенную тягу и модулированную тягу, что позволяет двигателю работать с высоким КПД и улучшенной рабочей характеристикой в широком диапазоне рабочих скоростей полета.
Выше подробно описаны возможные конкретные варианты осуществления импульсных детонационных систем. Эти системы не ограничиваются вышеописанными конкретными вариантами осуществления, наоборот, составные части каждой конкретной импульсной детонационной системы можно использовать независимо и отдельно от других вышеописанных составных частей. Например, каждую составную часть форсажной камеры импульсной детонации также можно использовать в сочетании с другими составными частями форсажной камеры импульсной детонации и при других конфигурациях импульсных детонационных систем.
Хотя изобретение описано применительно к конкретным вариантам его осуществления, для специалистов в данной области техники будет очевидно, что это изобретение может быть воплощено с изменениями, находящимися в пределах существа и объема притязаний, охарактеризованных в формуле изобретения.
ПЕРЕЧЕНЬ РАСШИФРОВОК ЦИФРОВЫХ ОБОЗНАЧЕНИЙ
10 - двигатель
12 - импульсная детонационная система
14 - ось или осевая линия
16 - направление к носу воздушного судна
18 - направление к корме воздушного судна
30 - двигатель основного контура
34 - компрессор
36 - камера сгорания
38 - турбина высокого давления
39 - турбина низкого давления
44 - внешний контур
48 - преддетонационная камера
50 - кольцевая осевая часть
54 - выхлопное сопло
60 - форсажная камера
62 - инициатор детонации
64 - кольцевая камера сгорания
70 - лопастной смеситель
72 - стоечный каркас
74 - множество желобов
76 - множество горячих желобов
78 - множество холодных желобов
80 - внутренняя сторона
82 - внешняя сторона
84 - кольцевой теплозащитный экран
86 - резонатор
88 - несущий элемент
90 - кольцевая облицовка
100 - детонационная волна или фронт пламени
102 - зона критического сечения
110 - волны давления
200 - импульсная детонационная система
202 - форсажная камера импульсной детонации
204 - кольцевая камера сгорания
210 - канал топлива
220 - распылительные топливные форсунки
230 - волны давления

Claims (10)

1. Импульсная детонационная система (12) для газотурбинного двигателя (10), включающего двигатель (30) внутреннего контура, причем упомянутая импульсная детонационная система расположена по потоку после двигателя внутреннего контура и имеет конфигурацию, обеспечивающую рост температуры и рост давления внутри газотурбинного двигателя и увеличение тяги двигателя, при этом упомянутая импульсная детонационная система содержит форсажную камеру (60) импульсной детонации, работающую в многостадийном режиме, содержащую преддетонационную камеру (48), эксплуатация которой предусматривает, по меньшей мере, первую рабочую стадию, на которой топливно-воздушная смесь, количество которой меньше стехиометрического, подается в упомянутую преддетонационную камеру.
2. Импульсная детонационная система (12) по п.1, отличающаяся тем, что упомянутая форсажная камера (60) также выполнена с возможностью эксплуатации, предусматривающей, по меньшей мере, вторую рабочую стадию, во время которой стехиометрическая топливно-воздушная смесь подается в упомянутую форсажную камеру.
3. Импульсная детонационная система (12) по п.1, отличающаяся тем, что упомянутая форсажная камера (60) облегчает создание модулированной тяги из газотурбинного двигателя (10).
4. Импульсная детонационная система (12) по п.1, отличающаяся тем, что газотурбинный двигатель (10) включает в себя осевую часть (50), проходящую в направлении к носу воздушного судна от двигателя (30) внутреннего контура, причем упомянутая форсажная камера (60) импульсной детонации дополнительно содержит кольцевую камеру (64) сгорания, проходящую по окружности вокруг осевой части двигателя.
5. Импульсная детонационная система (12) по п.4, отличающаяся тем, что упомянутая кольцевая камера (64) сгорания расположена радиально снаружи от осевой части (50) двигателя и содержит осевые желоба (74).
6. Импульсная детонационная система (12) по п.4, отличающаяся тем, что упомянутая кольцевая камера (64) сгорания содержит первые осевые желоба (76) и вторые осевые желоба (78), причем упомянутые первые осевые желоба сообщаются по потоку с потоком текучей среды, выходящим из двигателя (30) основного контура, а упомянутые вторые осевые желоба сообщаются по потоку с потоком текучей среды, обходящим двигатель основного контура.
7. Импульсная детонационная система (12) по п.6, отличающаяся тем, что каждый упомянутый первый осевой желоб (76) находится между парой расположенных рядом по окружности вторых осевых желобов (78).
8. Импульсная детонационная система (12) по п.5, отличающаяся тем, что упомянутая форсажная камера (60) импульсной детонации дополнительно содержит распылительные топливные форсунки (220) для подачи топлива после двигателя (30) основного контура.
9. Газотурбинный двигатель (10), содержащий всасывающую часть, выхлопную часть, которая расположена соосно с всасывающей частью, и импульсную детонационную систему (12), расположенную между упомянутыми всасывающей и выхлопной частями, отличающийся тем, что упомянутая импульсная детонационная система имеет конфигурацию, обеспечивающую рост температуры и рост давления внутри газотурбинного двигателя и увеличение тяги двигателя, при этом упомянутая импульсная детонационная система содержит форсажную камеру (60) импульсной детонации, работающую в многостадийном режиме, содержащую преддетонационную камеру (48), эксплуатация которой предусматривает, по меньшей мере, первую рабочую стадию, на которой топливно-воздушная смесь, количество которой меньше стехиометрического, подается в упомянутую форсажную камеру.
10. Газотурбинный двигатель (10) по п.9, отличающийся тем, что дополнительно содержит двигатель (30) основного контура, конфигурация которого обеспечивает питание упомянутого газотурбинного двигателя, и внешний контур (44) для направления потока вокруг упомянутого двигателя основного контура, при этом упомянутая импульсная детонационная система (12) расположена по потоку после упомянутого двигателя внутреннего контура, так что упомянутая импульсная детонационная система (12) сообщается по потоку с упомянутым внешним контуром и упомянутым двигателем внутреннего контура.
RU2003136814/06A 2002-12-20 2003-12-19 Импульсная детонационная система для газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель с такой системой RU2331784C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US10/326,343 2002-12-20
US10/326,343 US6883302B2 (en) 2002-12-20 2002-12-20 Methods and apparatus for generating gas turbine engine thrust with a pulse detonation thrust augmenter

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2003136814A RU2003136814A (ru) 2005-05-20
RU2331784C2 true RU2331784C2 (ru) 2008-08-20

Family

ID=32393120

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2003136814/06A RU2331784C2 (ru) 2002-12-20 2003-12-19 Импульсная детонационная система для газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель с такой системой

Country Status (8)

Country Link
US (1) US6883302B2 (ru)
EP (1) EP1431563B1 (ru)
JP (1) JP4471644B2 (ru)
AT (1) ATE302901T1 (ru)
CA (1) CA2452972C (ru)
DE (1) DE60301381T2 (ru)
ES (1) ES2247494T3 (ru)
RU (1) RU2331784C2 (ru)

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2561361C2 (ru) * 2010-10-29 2015-08-27 Соулар Тёрбинз Инкорпорейтед Камера сгорания газовой турбины с монтажным приспособлением для резонаторов гельмгольца
RU2573438C1 (ru) * 2014-08-07 2016-01-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" Способ форсирования авиационных двигателей
RU2613755C1 (ru) * 2015-09-23 2017-03-21 Федеральное Государственное Унитарное Предприятие Тушинское Машиностроительное Конструкторское Бюро "Союз" Турбопрямоточный воздушно-реактивный двигатель
RU2674172C1 (ru) * 2017-07-11 2018-12-05 Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Турбореактивный двигатель и способ его работы
RU2724559C1 (ru) * 2019-09-19 2020-06-23 Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение ("ПАО "ОДК-УМПО") Турбореактивный авиационный двигатель
WO2023275630A1 (en) 2021-06-28 2023-01-05 King Abdullah University Of Science And Technology Pulsed detonation device for internal combustion engine and method

Families Citing this family (26)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6983586B2 (en) * 2003-12-08 2006-01-10 General Electric Company Two-stage pulse detonation system
US7188467B2 (en) * 2004-09-30 2007-03-13 General Electric Company Methods and apparatus for assembling a gas turbine engine
US7140174B2 (en) * 2004-09-30 2006-11-28 General Electric Company Methods and apparatus for assembling a gas turbine engine
US7818956B2 (en) * 2005-05-13 2010-10-26 General Electric Company Pulse detonation assembly and hybrid engine
US7591129B2 (en) * 2005-12-29 2009-09-22 Kenneth Erwin Worrell Rotary piston engine
US7634904B2 (en) * 2006-01-09 2009-12-22 General Electric Company Methods and apparatus to facilitate generating power from a turbine engine
US20100043440A1 (en) * 2006-02-28 2010-02-25 Andreas Heilos Gas Turbine Burner and Method of Operating a Gas Turbine Burner
US7552796B2 (en) * 2006-04-27 2009-06-30 United Technologies Corporation Turbine engine tailcone resonator
FR2905975B1 (fr) * 2006-09-20 2008-12-05 Snecma Sa Conduite de soufflante pour une turbomachine.
US7950219B2 (en) * 2006-10-31 2011-05-31 General Electric Company Dual mode combustion operation of a pulse detonation combustor in a hybrid engine
US7748211B2 (en) * 2006-12-19 2010-07-06 United Technologies Corporation Vapor cooling of detonation engines
US8266889B2 (en) * 2008-08-25 2012-09-18 General Electric Company Gas turbine engine fan bleed heat exchanger system
US20100077726A1 (en) * 2008-09-30 2010-04-01 General Electric Company Plenum air preheat for cold startup of liquid-fueled pulse detonation engines
US8377232B2 (en) * 2009-05-04 2013-02-19 General Electric Company On-line cleaning of turbine hot gas path deposits via pressure pulsations
US8429893B2 (en) * 2009-08-11 2013-04-30 Northrop Grumman Corporation Airflow modulation for dual mode combined cycle propulsion systems
JP5604075B2 (ja) * 2009-10-09 2014-10-08 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ 液体燃料式パルスデトネーションエンジンの低温始動のためのプレナム空気予熱
RU2489595C1 (ru) * 2011-11-24 2013-08-10 Александр Юрьевич Соколов Тяговый модуль постоянного детонационного горения паровоздушной топливной смеси
WO2014116243A1 (en) * 2013-01-28 2014-07-31 United Technologies Corporation Reverse core gas turbine engine with high temperature third steam
WO2016157224A1 (en) * 2015-04-03 2016-10-06 MAUTONE BARROS, Jose Eduardo Engine for hypersonic aircrafts with supersonic combustor
US10221763B2 (en) 2016-12-23 2019-03-05 General Electric Company Combustor for rotating detonation engine and method of operating same
US10823126B2 (en) 2018-08-31 2020-11-03 General Electric Company Combustion-powered flow control actuator with external fuel injector
US11236908B2 (en) 2018-10-24 2022-02-01 General Electric Company Fuel staging for rotating detonation combustor
US11371711B2 (en) 2018-11-28 2022-06-28 General Electric Company Rotating detonation combustor with offset inlet
US11105511B2 (en) 2018-12-14 2021-08-31 General Electric Company Rotating detonation propulsion system
US11572840B2 (en) 2019-12-03 2023-02-07 General Electric Company Multi-mode combustion control for a rotating detonation combustion system
RU2752817C1 (ru) * 2020-12-16 2021-08-06 Общество с ограниченной ответственностью «Васп Эйркрафт» Пульсирующий детонационный реактивный двигатель

Family Cites Families (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2635420A (en) * 1947-05-14 1953-04-21 Shell Dev Jet propulsion engine with auxiliary pulse jet engine
US2705396A (en) * 1953-02-18 1955-04-05 Arthur L Boyce Multiple pulse jet engine
FR1155971A (fr) * 1956-07-11 1958-05-12 Snecma Perfectionnement aux propulseurs à réaction à plusieurs flux
US3824787A (en) * 1970-07-16 1974-07-23 A Etessam Intermittent combustion device with a pair of coextensive and coaxial mutually inductive chambers
US3726091A (en) * 1971-02-16 1973-04-10 Rohr Corp Sound suppressing apparatus
US3916621A (en) * 1972-08-18 1975-11-04 Cosmo Carleton Amenta Pulse-jet engine with variable volume combustion chamber
US4312185A (en) * 1980-02-19 1982-01-26 General Electric Company Low profile fuel injection system
WO1987006976A1 (en) 1986-05-14 1987-11-19 Daniel Buchser Ram jet engine
FR2648517B1 (fr) * 1989-06-14 1994-04-01 Snecma Propulseur combine turbofusee statoreacteur a rechauffe et son procede de fonctionnement
US5076053A (en) * 1989-08-10 1991-12-31 United Technologies Corporation Mechanism for accelerating heat release of combusting flows
US5694768A (en) 1990-02-23 1997-12-09 General Electric Company Variable cycle turbofan-ramjet engine
US5873240A (en) 1993-04-14 1999-02-23 Adroit Systems, Inc. Pulsed detonation rocket engine
US6003301A (en) * 1993-04-14 1999-12-21 Adroit Systems, Inc. Exhaust nozzle for multi-tube detonative engines
US5345758A (en) 1993-04-14 1994-09-13 Adroit Systems, Inc. Rotary valve multiple combustor pulse detonation 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
US6666018B2 (en) * 2000-03-31 2003-12-23 General Electric Company Combined cycle pulse detonation turbine engine
US6442930B1 (en) * 2000-03-31 2002-09-03 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
US6637187B2 (en) * 2000-09-08 2003-10-28 Techland Research, Inc. Rotary inlet flow controller for pulse detonation combustion engines

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2561361C2 (ru) * 2010-10-29 2015-08-27 Соулар Тёрбинз Инкорпорейтед Камера сгорания газовой турбины с монтажным приспособлением для резонаторов гельмгольца
RU2573438C1 (ru) * 2014-08-07 2016-01-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" Способ форсирования авиационных двигателей
RU2613755C1 (ru) * 2015-09-23 2017-03-21 Федеральное Государственное Унитарное Предприятие Тушинское Машиностроительное Конструкторское Бюро "Союз" Турбопрямоточный воздушно-реактивный двигатель
RU2674172C1 (ru) * 2017-07-11 2018-12-05 Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Турбореактивный двигатель и способ его работы
RU2724559C1 (ru) * 2019-09-19 2020-06-23 Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение ("ПАО "ОДК-УМПО") Турбореактивный авиационный двигатель
WO2023275630A1 (en) 2021-06-28 2023-01-05 King Abdullah University Of Science And Technology Pulsed detonation device for internal combustion engine and method

Also Published As

Publication number Publication date
US6883302B2 (en) 2005-04-26
CA2452972C (en) 2010-01-26
EP1431563A1 (en) 2004-06-23
CA2452972A1 (en) 2004-06-20
US20040118104A1 (en) 2004-06-24
RU2003136814A (ru) 2005-05-20
ES2247494T3 (es) 2006-03-01
EP1431563B1 (en) 2005-08-24
JP2004204846A (ja) 2004-07-22
JP4471644B2 (ja) 2010-06-02
DE60301381T2 (de) 2006-06-08
DE60301381D1 (de) 2005-09-29
ATE302901T1 (de) 2005-09-15

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2331784C2 (ru) Импульсная детонационная система для газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель с такой системой
US6666018B2 (en) Combined cycle pulse detonation turbine engine
US6442930B1 (en) Combined cycle pulse detonation turbine engine
US8011188B2 (en) Augmentor with trapped vortex cavity pilot
US5099644A (en) Lean staged combustion assembly
US7225623B2 (en) Trapped vortex cavity afterburner
US10641169B2 (en) Hybrid combustor assembly and method of operation
US4112676A (en) Hybrid combustor with staged injection of pre-mixed fuel
US7467518B1 (en) Externally fueled trapped vortex cavity augmentor
EP1605207B1 (en) Thrust augmentor for gas turbine engines
US7437876B2 (en) Augmenter swirler pilot
US7779866B2 (en) Segmented trapped vortex cavity
US6868665B2 (en) Methods and apparatus for operating gas turbine engines
US3693354A (en) Aircraft engine fan duct burner system
EP2400221B1 (en) Ejector purge of cavity adjacent exhaust flowpath
EP2312126B1 (en) Power generation system and corresponding power generating method
US20100077726A1 (en) Plenum air preheat for cold startup of liquid-fueled pulse detonation engines
US8991189B2 (en) Side-initiated augmentor for engine applications
RU2009350C1 (ru) Способ организации рабочего процесса в газотурбинном двигателе и газотурбинный двигатель
CN118463227A (zh) 一种结构可调的爆震和缓燃双模态组合式加力燃烧室
CA2681906A1 (en) Plenum air preheat for cold startup of liquid-fueled pulse detonation engines

Legal Events

Date Code Title Description
HE4A Change of address of a patent owner

Effective date: 20191008

MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20201220