RU2357093C2 - Двухступенчатое пульсирующее детонационное устройство - Google Patents
Двухступенчатое пульсирующее детонационное устройство Download PDFInfo
- Publication number
- RU2357093C2 RU2357093C2 RU2004129606/06A RU2004129606A RU2357093C2 RU 2357093 C2 RU2357093 C2 RU 2357093C2 RU 2004129606/06 A RU2004129606/06 A RU 2004129606/06A RU 2004129606 A RU2004129606 A RU 2004129606A RU 2357093 C2 RU2357093 C2 RU 2357093C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- resonator
- mixture
- geometric
- laval nozzle
- nozzle
- Prior art date
Links
- 238000005474 detonation Methods 0.000 title claims abstract description 93
- 239000000203 mixture Substances 0.000 claims abstract description 84
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims abstract description 59
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims abstract description 58
- 239000004215 Carbon black (E152) Substances 0.000 claims abstract description 6
- 229930195733 hydrocarbon Natural products 0.000 claims abstract description 6
- 150000002430 hydrocarbons Chemical class 0.000 claims abstract description 6
- 238000002347 injection Methods 0.000 claims abstract description 3
- 239000007924 injection Substances 0.000 claims abstract description 3
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000011084 recovery Methods 0.000 description 7
- 230000035939 shock Effects 0.000 description 7
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 6
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 4
- 238000000034 method Methods 0.000 description 3
- 230000008569 process Effects 0.000 description 3
- 239000011825 aerospace material Substances 0.000 description 2
- 230000000977 initiatory effect Effects 0.000 description 2
- 239000007800 oxidant agent Substances 0.000 description 2
- 230000009467 reduction Effects 0.000 description 2
- 230000002411 adverse Effects 0.000 description 1
- QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N atomic oxygen Chemical compound [O] QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000003197 catalytic effect Effects 0.000 description 1
- 238000000576 coating method Methods 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 1
- 238000004200 deflagration Methods 0.000 description 1
- 230000001627 detrimental effect Effects 0.000 description 1
- 230000009931 harmful effect Effects 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 229910052760 oxygen Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000001301 oxygen Substances 0.000 description 1
- 238000000197 pyrolysis Methods 0.000 description 1
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 description 1
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
- F02K3/08—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)
Abstract
Двухступенчатое пульсирующее детонационное устройство содержит, по меньшей мере, одну предкамеру сгорания, выполненную с возможностью сжигания смеси углеводородного топлива и газа, по меньшей мере одно сопло Лаваля, связанное с указанной, по меньшей мере, одной предкамерой сгорания и выполненное с обеспечением возможности прохождения, по меньшей мере, некоторого количества сгоревшей смеси через, по меньшей мере, одно сопло Лаваля. По меньшей мере одно сопло Лаваля включает в себя, по меньшей мере, одну поверхность, имеющую, по меньшей мере, одно отверстие, выполненное с возможностью инжекции, по меньшей мере, вспомогательного газа и, по меньшей мере, один геометрический резонатор. Геометрический резонатор связан с указанным, по меньшей мере, одним соплом Лаваля и выполнен с возможностью получения некоторого количества сгоревшей смеси и детонации, по меньшей мере, части полученной сгоревшей смеси. Изобретение направлено на увеличение тяги и кпд двигателя. 14 з.п. ф-лы, 10 ил.
Description
Настоящее изобретение относится к пульсирующим детонационным устройствам, а более конкретно к двухступенчатым пульсирующим детонационным устройствам.
Турбовентиляторные прямоточные воздушно-реактивные двигатели переменного цикла могут быть использованы для обеспечения скоростей полета летательных аппаратов от низких дозвуковых чисел Маха до сверхзвуковых чисел Маха около 6. Известные двигатели включают в себя систему внутреннего контура двигателя и двухрежимную форсажную камеру. Для повышения тяги двигателя двухрежимная форсажная камера обеспечивает дополнительную теплоту для потока воздуха, выходящего из системы внутреннего контура двигателя. Посредством системы внутреннего контура двигателя вырабатывается энергия для приведения в движение вентиляторного узла, и обычно она включает в себя расположенные последовательно во взаимосвязи по осевому потоку компрессор, камеру сгорания, турбину высокого давления и турбину низкого давления. Двухрежимная форсажная камера расположена ниже по потоку от внутреннего контура двигателя и получает воздух из внутреннего контура двигателя и из внешнего контура, окружающего внутренний контур двигателя.
При использовании нескольких различных систем сгорания известные двигатели могут работать в широком диапазоне изменения скорости полета. Во время изменения скорости полета от взлетной до числа Маха около 3 посредством внутреннего контура двигателя и вентиляторной системы двигателя создается поток воздуха под давлением и в большом количестве, который используется в форсажной камере для создания тяги двигателя. Для поддержания скорости полета в пределах чисел Маха от 3 до 6 систему внутреннего контура выключают, а в двухрежимную форсажную камеру вводят скоростной поток воздуха либо путем авторотации вентиляторной системы, либо путем использования канала скоростного напора. Для поддержания скорости полета при числе Маха больше 6 используют либо отдельную сверхзвуковую систему камеры сгорания, то есть сверхзвуковой воздушно-реактивный двигатель, либо отдельную систему создания тяги на основе ракетного двигателя. Для достижения требуемой скорости полета в космическом пространстве используют систему создания тяги на основе ракетного двигателя. В результате в двигателе, предназначенном для эффективной работы в широком диапазоне эксплуатационных скоростей полета, используют несколько различных систем камер сгорания.
Попытки исключить недостатки, связанные с необходимостью сочетания систем камер сгорания для получения широкого диапазона скоростей полета, привели к разработке пульсирующих детонационных устройств, которые способствуют расширению диапазона доступных скоростей полета при уменьшении необходимости в сочетании систем камер сгорания.
В одной реализации, которая была предложена для двигателя с пульсирующим детонационным устройством, имеется по меньшей мере одно трубчатое пульсирующее детонационное устройство. Пульсирующее детонационное устройство может быть использовано в качестве форсажной камеры или в качестве основной камеры сгорания, или в качестве обоих узлов. Однако трубчатые пульсирующие детонационные устройства имеют несколько недостатков. В этих устройствах используются механические клапаны для содействия управлению детонацией, что повышает сложность и стоимость устройства, а также ограничивает частоту детонации, которая может быть получена. Кроме того, низкие частоты детонации могут оказывать вредное воздействие на компоненты внутри двигательной системы, поскольку при детонациях создаются удары и вибрации. Более того, трубчатые пульсирующие детонационные устройства не работают эффективно на обычно используемом авиационном топливе. Двухступенчатое пульсирующее детонационное устройство, которое описано в этом изобретении, удовлетворяет требованиям использования авиационного топлива и работы на высокой частоте. Тяга создается путем использования детонации, что, как подтверждается, является наиболее эффективным способом извлечения энергии из определенной смеси топлива с воздухом, которая способна детонировать.
В варианте осуществления изобретения турбовентиляторный двигатель включает в себя двухступенчатое пульсирующее детонационное устройство для обеспечения возможности эффективной и с высоким коэффициентом полезного действия работы двигателя в широком диапазоне скоростей полета. Двухступенчатое пульсирующее детонационное устройство повышает рабочую частоту детонации двигателя без физических ограничений, накладываемых механическими управляющими клапанами или другим турбинным оборудованием. При этом повышается суммарная тяга двигателя и ожидаемый срок службы компонентов. Двухступенчатое пульсирующее детонационное устройство включает в себя предкамеру сгорания и геометрический резонатор или множество геометрических резонаторов, которые обеспечивают дополнительную тягу двигателя. Предкамерой сгорания может быть любое устройство, в котором смесь топлива с окислителем делается способной к более интенсивной детонации. Примерами предкамеры сгорания являются камера сгорания постоянного давления, пиролизная установка и каталитическая установка.
Во время работы богатая смесь топлива с воздухом сгорает при постоянном давлении в предкамере сгорания, в которой образуется смесь способных детонировать компонентов, таких, как СО и Н2. После предкамеры сгорания полученная смесь направляется в двумерный или трехмерный геометрический резонатор вместе с дополнительным воздухом, который создает условия для детонации, приводящие к детонации смеси в геометрическом резонаторе. Кроме того, в некоторых случаях для ускорения детонации в геометрический резонатор вводят источник зажигания. Источником зажигания может быть искра, внешний удар и т.д. При детонации смеси топлива с воздухом в геометрическом резонаторе образуются горячие газообразные продукты сгорания с повышенной температурой и повышенным давлением. Горячие газообразные продукты сгорания направляются из двигателя наружу, что в результате создает тягу.
Преимущества, основные свойства и различные дополнительные особенности изобретения проявятся более полно при рассмотрении иллюстративного варианта осуществления изобретения, которое схематично показано на чертежах, на которых:
фиг.1 - вид сбоку в разрезе турбовентиляторного двигателя, включающего в себя двухступенчатое пульсирующее детонационное устройство;
фиг.2 - поперечное сечение, сделанное по линии 2-2, пульсирующей детонационной форсажной камеры, используемой совместно с двухступенчатым пульсирующим детонационным устройством, показанным на фиг.1;
фиг.3 - сечение части двухступенчатого пульсирующего детонационного устройства;
фиг.4 - сечение сопла Лаваля, используемого в двухступенчатом пульсирующем детонационном устройстве;
фиг.5 - сечение альтернативного геометрического резонатора, используемого в двухступенчатом пульсирующем детонационном устройстве;
фиг.6 - сечение дополнительного альтернативного геометрического резонатора, используемого в двухступенчатом пульсирующем детонационном устройстве;
фиг.7 - сечение дополнительного геометрического резонатора, используемого в двухступенчатом пульсирующем детонационном устройстве;
фиг.8 - сечение другого геометрического резонатора, используемого в двухступенчатом пульсирующем детонационном устройстве;
фиг.9 - сечение другого альтернативного геометрического резонатора, используемого в двухступенчатом пульсирующем детонационном устройстве; и
фиг.10 - сечение дополнительного альтернативного геометрического резонатора, используемого в двухступенчатом пульсирующем детонационном устройстве.
Настоящее изобретение будет пояснено более подробно со ссылкой на сопровождающие чертежи, которые не ограничивают объем изобретения.
На фиг.1 представлен вид сбоку в разрезе турбовентиляторного двигателя 10, содержащего двухступенчатое пульсирующее детонационное устройство 12, которое включает в себя по меньшей мере один геометрический резонатор. В данном случае пульсирующее детонационное устройство установлено в качестве форсажной камеры, то есть после турбины двигателя. На фиг.2 представлено поперечное сечение двухступенчатой пульсирующей детонационной форсажной камеры 13, сделанное по линии 2-2, показанной на фиг.1. В одном варианте осуществления турбовентиляторный двигатель 10 представляет собой двигатель F110/129, реализуемый "General Electric Aircraft Engines", Цинциннати, Огайо. Двигатель 10 имеет вытянутую в основном в продольном направлении ось или центральную линию 14, проходящую в переднюю область 16 и в заднюю область 18. Двигатель 10 включает в себя внутренний контур 30 двигателя, который содержит компрессор 34 высокого давления, камеру 36 сгорания, турбину 38 высокого давления и силовую турбину или турбину 39 низкого давления, при этом все они расположены последовательно во взаимосвязи по осевому потоку. В альтернативных вариантах осуществления двигатель 10 включает в себя вентиляторный узел внутреннего контура (непоказанный).
В еще одном варианте осуществления двухступенчатое устройство может быть также расположено между компрессором и турбиной. В этом случае двухступенчатое пульсирующее детонационное устройство 12 будет заменять камеру сгорания 36 на фигуре 1. Другой вариант осуществления относится к двигателю с двухступенчатым пульсирующим детонационным устройством, выполняющим функции как основной камеры 36 сгорания, так и форсажной камеры.
Двухступенчатое пульсирующее детонационное устройство 12 расположено ниже по потоку как от внутреннего контура 30 двигателя, так и от вентиляторной системы двигателя и принимает из последней воздух внешнего контура. В двухступенчатом пульсирующем детонационном устройстве 12 создаются высокочастотные детонации смеси топлива с воздухом, приводящие к получению высокой температуры и сжатого газа, который выбрасывается из двигателя, приводя к созданию тяги. Работа двухступенчатого пульсирующего детонационного устройства будет рассмотрена более полно ниже. Двухступенчатое пульсирующее детонационное устройство 12 включает в себя сторону 70 впуска, имеющую предкамеру 60 сгорания, группу из по меньшей мере одного геометрического резонатора 62, сторону 72 выпуска и подсистему 74 фокусирования ударных волн. В одном варианте осуществления посредством одной предкамеры 60 сгорания обеспечивается способная детонировать смесь для более чем одного геометрического резонатора 62. Сторона 70 впуска находится выше по потоку от стороны 72 выпуска и по контуру окружает осевую часть 76 двигателя.
Использованный в настоящей заявке термин «пульсирующее детонационное устройство» означает любое устройство или систему, посредством которой создается как повышение давления, так и возрастание скорости в результате ряда повторяющихся детонаций или квазидетонаций внутри устройства. «Квазидетонация» представляет собой сверхзвуковой процесс турбулентного горения, который вызывает большее повышение давления и большее возрастание скорости по сравнению с повышением давления и возрастанием скорости, создаваемыми дефлаграционной волной. В соответствии с типичными вариантами осуществления пульсирующие детонационные устройства включают в себя средство воспламенения смеси топлива с окислителем, например смеси топлива с воздухом, и детонационную камеру, в которой фронты волн давления, инициированных процессом воспламенения, объединяются с образованием детонационной волны. Каждая детонация или квазидетонация инициируется либо внешним зажиганием, таким как искровой разряд или лазерный импульс, или с помощью газодинамических процессов, таких как фокусирование ударных волн, самовоспламенение или детонация другого вида (перекрестное воспламенение). Геометрия детонационной камеры такова, что вследствие повышения давления детонационная волна выталкивает продукты сгорания из выпуска пульсирующего детонационного устройства с образованием силы тяги. Как известно специалистам в области техники, к которой относится изобретение, пульсирующая детонация может быть осуществлена в детонационных камерах нескольких типов, включая детонационные трубы, ударные трубы, резонирующие детонационные полости и кольцевые детонационные камеры.
Подсистема 74 фокусирования ударных волн включает в себя по меньшей мере одно сопло 78, вытянутое от геометрических резонаторов 62, и сторону 72 выпуска устройства. Сопла 78 обеспечивают возможность прохождения смеси топлива с воздухом, которая детонирует в геометрических резонаторах 62, к стороне 72 выпуска для создания дополнительной тяги. В одном варианте осуществления каждое сопло 78 имеет круговое поперечное сечение, а подсистема 74 фокусирования ударных волн имеет круговой профиль в поперечном сечении. В еще одном варианте осуществления подсистема фокусирования ударных волн 74 имеет некруговой профиль в поперечном сечении. В другом варианте осуществления сопла 78 имеют некруговые поперечные сечения, например имеют многоугольное или прямоугольное поперечное сечение. Сопла 78 вытянуты от геометрических резонаторов 62 до реактивного сопла 84. Реактивное сопло 84 расположено ниже по потоку от двухступенчатого пульсирующего детонационного устройства 12 и сопла 78.
Во время работы поток воздуха втекает в двигатель 10, а топливо вводится во внутренний контур 30 двигателя. Воздух и топливо смешиваются и воспламеняются во внутреннем контуре 30 двигателя с образованием горячих газообразных продуктов сгорания. Конкретно, сжатый воздух, поступающий из компрессора 34 высокого давления, смешивается с топливом в камере 36 сгорания и осуществляется воспламенение, в результате чего образуются газообразные продукты сгорания. Такие газообразные продукты сгорания приводят в движение турбину 38 высокого давления, которая приводит в движение компрессор 34 высокого давления. Газообразные продукты сгорания выпускаются из турбины 38 высокого давления в турбину 39 низкого давления. Поток воздуха внутреннего контура выпускается из турбины 39 низкого давления.
Небольшая часть потока воздуха внешнего контура направляется в предкамеру 60 сгорания, где к потоку топлива добавляется дополнительное топливо. Топливо, повсюду используемое в двигателе, представляет собой любое известное углеводородное топливо, пригодное для использования в авиационных двигателях, включая, например, JP-4, Jet-A и JP-8. В предкамеру 60 сгорания инжектируется такое количество топлива, что достигается высокое отношение количества топлива к количеству воздуха. В одном варианте осуществления отношение количества топлива к количеству воздуха в богатой смеси находится в пределах от 2 до 3. В другом варианте осуществления в смеси для предкамеры 60 сгорания используется дополнительный газ, например кислород.
После получения богатой топливной смеси она сжигается в предкамере 60 сгорания, при этом процесс сжигания протекает при постоянном давлении. Во время протекания процесса сжигания при постоянном давлении некоторое количество углеводородного топлива сгорает, тогда как некоторое количество частично окисляется, в результате чего некоторое количество топлива химически изменяется с образованием дополнительных, способных детонировать компонентов, таких как СО и Н2.
В одном варианте осуществления давление внутри предкамеры сгорания, при котором происходит сжигание смеси топлива и воздуха, равно приблизительно 3 атм. Богатую смесь топлива с воздухом получают, используя по меньшей мере один сдвоенный предварительно перемешивающий завихритель и образуя турбулентную струю пламени предварительно перемешанной смеси.
Сгоревшая топливная смесь и способные детонировать компоненты направляются из предкамеры 60 сгорания через сопла 64 Лаваля при или при почти звуковых скоростях в геометрические резонаторы 62. До вхождения в геометрические резонаторы 62 сгоревшая топливная смесь дополнительно смешивается со вспомогательным газом, инжектируемым в поток, проходящий через сопла 64. Вновь образованная смесь выходит под высоким давлением из сопел 64 Лаваля в геометрические резонаторы 62. В варианте осуществления вспомогательный газ представляет собой воздух.
В одном варианте осуществления количество вспомогательного воздуха, добавляемого в поток продуктов сгорания из предкамеры сгорания, такое, что результирующее отношение количества топлива к количеству воздуха равно 1. В случае, если результирующее отношение количества топлива к количеству воздуха на входе равно 1, геометрический резонатор обеспечивает возможность максимального потребления топлива, когда смесь топлива с воздухом детонирует в геометрическом резонаторе 62. Количество вспомогательного воздуха, добавляемого в поток продуктов сгорания из предкамеры сгорания такой, что отношение количества топлива к количеству воздуха, равное 1, получается с учетом общей массы воздуха, используемого в предкамере сгорания и в резонаторе.
Когда новая смесь топлива с воздухом выходит из сопел 64 Лаваля, то выходящий поток направляется радиально к оси симметрии геометрических резонаторов 62. Поток из сопел 64 попадает на ось симметрии геометрического резонатора 62, создавая область застойных состояний с повышенными значениями давления и температуры. Вследствие повышения результирующего давления внутри геометрического резонатора 62 создается волна давления, которая дросселирует поток, выходящий из сопел 64. В одном варианте осуществления образованная область высоких значений давления и температуры действует как детонатор, вызывающий детонацию смеси топлива с воздухом. Результирующая детонация распространяется к соплам 78 на выходах резонаторов и выходит из сопел 78 на стороне 72 выпуска, создавая дополнительную тягу.
Частота и интенсивность детонации смеси топлива с воздухом внутри геометрических резонаторов 62 определяются геометрией, составом, температурой и давлением, при которых смесь топлива с воздухом выходит из сопел 64 и входит в геометрические резонаторы 62. Все эти параметры оптимизируют, чтобы получить высокую частоту детонации, эффективное потребление топлива внутри геометрических резонаторов 62 и необходимое время индуцирования детонации.
До детонации потока в резонаторе поток, выходящий из сопел 64, дросселируется из-за наличия отношения давлений в его поперечном направлении. Этим ограничивается поток, входящий в геометрические резонаторы 62. Кроме того, такое дросселирование потока способствует детонации смеси топлива с воздухом внутри геометрических резонаторов 62. При образовании детонации создается высокое давление ниже по потоку от сопел 64, вследствие чего существенно снижается поток через эти сопла или даже изменяется на обратное его направление. После детонации смеси топлива с воздухом внутри геометрических резонаторов 62 сдетонировавшая смесь топлива с воздухом выходит из геометрических резонаторов 62 и продвигается по направлению к соплам 78 на выходах резонаторов. Когда сдетонировавшая смесь топлива с воздухом выходит из геометрического резонатора, внутри геометрического резонатора 62 происходит падение давления. Вследствие падения давления сопловый поток снова дросселируется и входит в геометрический резонатор 62, что обеспечивает повторение цикла.
Кроме того, в одном варианте осуществления некоторые из волн давления, образующихся при подаче смеси топлива с воздухом из сопел 64 в геометрические резонаторы 62, распространяются к отражающим поверхностям 68 геометрических резонаторов 62. Волны давления, направленные на отражающие поверхности 68, отражаются и направляются благодаря форме отражающих поверхностей 68 в фокальную точку высоких значений давления и температуры. Высокие значения давления и температуры, получаемые в фокальной точке, содействуют детонации смеси топлива с воздухом, выходящей из сопел 64. Детонация распространяется по направлению сопел 78 на выходах резонаторов и выходит на стороне 72 выпуска.
В одном варианте осуществления фокальная точка волн давления, отраженных от отражающих поверхностей 68, соответствует области застойных состояний, создаваемой потоком смеси топлива с воздухом из сопел 64 Лаваля. Конвергенция отраженных волн давления и область застоя потока, входящего из сопел 64, обуславливают образование области высокого давления и высокой температуры в точке конвергенции с получением в результате детонации смеси топлива с воздухом. Затем детонация направляется к соплам 78 на выходах резонаторов и выходит из сопел 78 на стороне 72 выпуска, что приводит к дополнительной тяге.
Отметим, что на фигурах 1 и 2 двигатель 10 показан имеющим несколько геометрических резонаторов 62 и сопел 78 на выходах резонаторов. Однако в одном варианте осуществления использована совокупность, состоящая из единственного геометрического резонатора 62 и сопел 78 на выходе резонатора.
На фиг.3 показано сечение части двухступенчатого пульсирующего детонационного устройства 100. Как рассматривалось выше, углеводородное топливо смешивается с воздухом с получением обогащенной топливом смеси, которая сжигается в предкамере 102 сгорания при постоянном давлении. Получившаяся в результате смесь частично сгоревшего топлива и оставшиеся после сжигания компоненты проходят через сопло 104 Лаваля, где дополнительно смешиваются со вспомогательным воздухом, выходящим из отверстий 112, с образованием равных количеств топлива и смеси. Получившаяся в результате смесь проходит в геометрический резонатор 106, имеющий цилиндрическую поверхность 108, отражающую волны давления. Двухкаскадное пульсирующее детонационное устройство также включает в себя сопло 110 на выходе резонатора для передачи сдетонировавшей смеси топлива с воздухом к выходу сопла на выходе резонатора и к выходу двигателя (непоказанного). Поверхность 108, отражающая волны давления, имеет форму двумерной криволинейной поверхности с фокальной точкой F, в которой в геометрическом резонаторе 106 фокусируется отраженная волна давления. Форма соответствует части цилиндра, имеющего продольную ось, проходящую через фокальную точку F.
В одном варианте осуществления криволинейная поверхность 108, отражающая волны давления, выполнена трехмерной. В этом варианте осуществления форма поверхности соответствует части сферы, имеющей фокальную точку F.
Геометрический резонатор 106, поверхность 108 и сопло 110 на выходе резонатора изготавливают из высокотемпературного авиационно-космического материала, который выдерживает условия высоких давлений и высоких температур, как те, которые создаются в результате повторяющейся детонации смеси топлива с воздухом внутри геометрического резонатора 106.
Сопло 104 Лаваля выполнено в виде образованного по радиусу кольца, которое охватывает периметр геометрического резонатора 106. Смесь топлива и воздуха выходит из сопла 104 радиально по направлению к центру геометрического резонатора 106 с образованием области застоя с высокими значениями давления и температуры, в которой происходят инициирование и детонация. В дополнительном варианте осуществления сопло 104 выполнено в виде множества отдельных отверстий канала, при этом по меньшей мере одно отверстие канала расположено на верхней поверхности геометрического резонатора 106 и по меньшей мере одно другое отверстие канала расположено на нижней поверхности геометрического резонатора 106.
В одном варианте осуществления индивидуальные дискретные сопла 104 в большом количестве распределены радиально по периметру геометрического резонатора 106. Каждым из сопел смесь топлива с воздухом направляется из предкамеры 102 сгорания в центральную область геометрического резонатора 106. В другом варианте осуществления смесь топлива с воздухом направляется несколькими дискретными соплами 104 из предкамеры 102 сгорания к центру геометрического резонатора 106, в то время как вспомогательный воздух направляется остальными соплами 104 к центру геометрического резонатора 106.
На фиг.4 показано сечение сопла 200 Лаваля, которое охватывает периметр геометрического резонатора 202. Сопло 200 Лаваля выполнено с возможностью протекания сверхзвукового или почти сверхзвукового потока из предкамеры 204 сгорания в геометрический резонатор 202. Сопло 200 изготавливают из высокотемпературных авиационно-космических материалов. В одном варианте осуществления на внутренние поверхности сопла 200 нанесены теплозащитные покрытия.
В одном варианте осуществления размеры впускного отверстия 206 сопла, прохода 208 и выпускного отверстия 210 и безразмерные соотношения между ними оптимизированы для ограничения степени падения давления в потоке из предкамеры 204 сгорания в геометрический резонатор 202. Типичные геометрические параметры такого направленного радиально внутрь сопла Лаваля включают в себя профиль стенок, в том числе углы наклона стенок, протяженности сужающейся и расширяющейся секций, ширину прохода и его радиальное положение.
При оптимизации этих геометрических размеров уменьшаются потери давления, происходящие между впускным отверстием 206 и выпускным отверстием 210 сопла 200. Снижение потерь давления обеспечивает возможность работы двухступенчатого пульсирующего детонационного устройства при более низком общем давлении и улучшение общих характеристик двухступенчатого пульсирующего детонационного устройства. Меньшие потери давления на сопле 200 позволяют использовать более низкое рабочее давление внутри предкамеры 204 сгорания, в результате чего повышается коэффициент полезного действия цикла. Кроме того, вследствие снижения потерь давления на сопле уменьшается задержка воспламенения до начала детонации внутри геометрического резонатора 202.
Как рассматривалось ранее, частота и промежуток времени до детонации смеси топлива с воздухом внутри геометрического резонатора 202 зависят от геометрии резонатора, состава, температуры и давления смеси топлива с воздухом. В случае, когда давление внутри геометрического резонатора 202 повышается или достигает определенного уровня, задержка между последовательными детонациями уменьшается. Поэтому частота, при которой может работать двухступенчатое пульсирующее детонационное устройство, повышается благодаря сниженным потерям давления в сопле 202 Лаваля. Кроме того, общий коэффициент полезного действия устройства возрастает, поскольку внутри предкамеры 204 сгорания поддерживается более низкое общее давление без неблагоприятного влияния на детонации внутри резонатора 202.
Сопло 200 Лаваля снабжено множеством отверстий 212 для вспомогательного воздуха, предназначенных для инжекции вспомогательного воздуха в смесь топлива с воздухом, проходящую из предкамеры 204 зажигания в геометрический резонатор 202. В одном варианте осуществления для получения оптимальной эффективности детонации и частоты используют отношение количества топлива к количеству воздуха внутри геометрического резонатора 202 равное 1. Его получают путем инжекции соответствующего количества вспомогательного воздуха из отверстий 212 в сгоревшую богатую топливом смесь, выходящую из предкамеры 204 сгорания и входящую в геометрический резонатор 202. Через отверстия 212 инжектируется обычный атмосферный воздух. В одном варианте осуществления в качестве вспомогательного воздуха используется поток воздуха высокого давления из внутреннего контура 30 двигателя. В другом варианте осуществления через по меньшей мере одно из этих отверстий может протекать топливо вместо воздуха.
Через отверстия 212, расположенные на сходящейся стороне сопла 200 Лаваля, вспомогательный воздух инжектируется против потока смеси топлива с воздухом. Отверстия 212 расположены по соплу 200 на одинаковых расстояниях друг от друга. Давление потока вспомогательного воздуха, выходящего из отверстий, регулируется с целью предотвращения обратного потока смеси топлива с воздухом в отверстия 212 и предотвращения образования зоны рециркуляции внутри сопла 200 в окрестности отверстий 212.
Кроме того, отверстия 212 ориентированы против потока смеси топлива с воздухом для оптимизации смешивания вспомогательного воздуха со смесью топлива с воздухом, поступающей из предкамеры 204 сгорания. В одном варианте осуществления угол А, под которым поток вспомогательного воздуха инжектируется в сопловый поток, находится в пределах от 0° до 45° относительно нормали N к поверхности 214 сопла 200.
В одном варианте осуществления поток вспомогательного воздуха инжектируется против соплового потока под углом 45° относительно нормали N к поверхности 214 сопла 200.
Выбором шага, размера и числа отверстий 212 по соплу 200 внутри сопла 200 оптимизируют смешивание вспомогательного воздуха со смесью топлива с воздухом, поступающей из предкамеры 204 сгорания. В одном варианте осуществления расстояние между краями отверстий 212 равно диаметру отверстий 212.
Кроме того, в одном варианте осуществления вместо отверстий 212 на сужающейся стороне сопла 200 отверстия 212 расположены на поверхности 216 расширения расширяющейся стороны сопла 200. В этом варианте осуществления давление, необходимое для потока вспомогательного воздуха, меньше давления, необходимого в конфигурации, в которой отверстия 212 находятся на сужающейся стороне сопла 200. Когда отверстия находятся на расширяющейся стороне сопла 200 Лаваля, поток вспомогательного воздуха выходит из отверстий 212 под давлением и углом, при которых смешивание вспомогательного воздуха со смесью топлива с воздухом доводится до максимума. В одном варианте осуществления поток вспомогательного воздуха выходит из отверстий на расширяющейся стороне сопла 200 в поток смеси топлива с воздухом под углом от 0° до 90° относительно нормали к поверхности расширяющейся части сопла. В случае, когда вспомогательный воздух проникает в смесь топлива с воздухом на расширяющейся стороне сопла 200, обеспечивается возможность работы системы вспомогательного воздуха (непоказанной) при более низком общем рабочем давлении.
В одном варианте осуществления вспомогательный воздух предварительно прогревается до вхождения в сопло 200. Предварительный прогрев вспомогательного воздуха способствует поддержанию или достижению высокой температуры смеси топлива с воздухом, выходящей из предкамеры 204 сгорания, что способствует инициированию детонации внутри геометрического резонатора 202.
В дополнительном варианте осуществления отверстия 212 для вспомогательного воздуха расположены более чем на одной поверхности сопла 200 Лаваля. Имеется группа отверстий 212, расположенных на поверхности 214 сужения сопла, и вторая группа отверстий на поверхности 216 расширения сопла. В другом варианте осуществления отверстия 212, расположенные на сужающейся стороне сопла 200, находятся на противоположной стенке сопла, по отношению к которой находятся отверстия 212 на расширяющейся стороне. Это способствует оптимальному перемешиванию вспомогательного воздуха в смеси топлива с воздухом.
Кроме того, в одном варианте осуществления отверстия 212 расположены на противолежащих поверхностях сужающейся стороны сопла 200 Лаваля или расположены на противолежащих поверхностях расширяющейся стороны сопла 200 или обеих сторон.
На фиг.5 представлено сечение геометрического резонатора 300 в соответствии с одним вариантом осуществления, используемого в двухступенчатом пульсирующем детонационном устройстве. Также показаны предкамера 302 сгорания и сопло 304 Лаваля. Поверхности 306, 308 геометрического резонатора 300, отражающие волны давления, образуют клиновидную конфигурацию, имеющую угол α, что обеспечивает наилучшее восстановление давления волны давления, отраженной от поверхностей 306, 308. Достижение оптимального восстановления давления в отраженной волне давления способствует максимизации детонации смеси топлива с воздухом внутри геометрического резонатора 300. В одном варианте осуществления угол α между поверхностями 306, 308 находится в пределах от 45° до 90°. В другом варианте осуществления угол α между отражающими плоскостями 306, 308 составляет 55°.
Отражающие поверхности 306, 308 находятся на расстоянии D от отверстия сопла 304 Лаваля, что обеспечивает соответствие фокальной точки волны давления, отраженной от поверхности 306, 308, и области застоя с высокими значениями температуры и давления, создаваемой смесью топлива и воздуха, выходящего из сопла 304. В одном варианте осуществления отражающие поверхности 306, 308 начинаются возле отверстия сопла 304, так что расстояние D равно 0.
В дополнительном варианте осуществления геометрический резонатор 300 имеет трехмерную коническую форму.
На фиг.6 представлено сечение другого геометрического резонатора 400, имеющего поверхность 402, отражающую волны давления, которая имеет параболическую форму. В одном варианте осуществления отражающая поверхность 402 имеет трехмерную конфигурацию, такую, что криволинейная отражающая параболическая поверхность 402 является радиально вращательной вокруг центральной линии геометрического резонатора 400. Форма отражающей поверхности и расстояние D оптимизированы для обеспечения наилучшего восстановления давления волны давления, отраженной от отражающей поверхности 402, и согласования отраженной волны давления с областью застоя смеси топлива с воздухом в геометрическом резонаторе 400.
На фиг.7 представлено сечение еще одного геометрического резонатора 500, имеющего поверхность 502, отражающую волны давления, другой параболической формы. В одном варианте осуществления отражающая поверхность 502 имеет трехмерную конфигурацию, такую, что криволинейная отражающая поверхность 502 является радиально вращательной вокруг центральной линии геометрического резонатора 500. Форма отражающей поверхности и расстояние D оптимизированы для обеспечения наилучшего восстановления давления волны давления, отраженной от отражающей поверхности 502, и согласования отраженной волны давления с областью застоя смеси топлива с воздухом в геометрическом резонаторе 500.
На фиг.8 представлено сечение еще одного геометрического резонатора 600, имеющего поверхность 602, отражающую волны давления, выполненную в виде плоской поверхности. Расстояние D оптимизировано для обеспечения наилучшего восстановления давления волны давления, отраженной от отражающей поверхности 602, и согласования отраженной волны давления с областью застоя смеси топлива с воздухом в геометрическом резонаторе 600.
На фиг.9 представлено сечение еще одного геометрического резонатора 700, имеющего поверхность 702, отражающую волны давления, выполненную в виде множества граненых поверхностей. В одном варианте осуществления отражающие поверхности 702 имеют трехмерную конфигурацию, такую, что отражающие граненые поверхности 702 являются радиально вращательными вокруг центральной линии геометрического резонатора 700. Форма отражающих поверхностей 702 и расстояние D оптимизированы для обеспечения наилучшего восстановления давления волны давления, отраженной от отражающих поверхностей 702, и согласования отраженной волны давления с областью застоя смеси топлива с воздухом в геометрическом резонаторе 700.
На фиг.10 представлено сечение еще одного геометрического резонатора 800, имеющего несколько поверхностей 802, 804, отражающих волны давления, имеющих цилиндрическую форму. В одном варианте осуществления отражающие поверхности 802, 804 имеют трехмерную конфигурацию, такую, что отражающие поверхности 802, 804 являются сферическими по форме и расположены радиально вокруг центральной линии геометрического резонатора 800. Форма отражающих поверхностей 802, 804 и расстояние D оптимизированы для обеспечения наилучшего восстановления давления волны давления, отраженной от отражающих поверхностей 802, 804, и согласования отраженной волны давления с областью застоя смеси топлива с воздухом в геометрическом резонаторе 800.
В другом варианте осуществления отражающие поверхности 802, 804 имеют параболическую форму. В дополнительном варианте осуществления отражающие поверхности выполнены плоскими или имеют многогранную поверхность.
В описанных выше вариантах осуществления конфигураций резонаторов (фигуры с 5 по 10) вспомогательные отверстия добавлены в суживающемся, расширяющемся соплах или в обеих частях сопел и на обеих сторонах сопел.
Описанное выше двухступенчатое пульсирующее детонационное устройство включает в себя по меньшей мере одну предкамеру сгорания и геометрический резонатор, которые обеспечивают дополнительную тягу двигателя без необходимости в механических клапанах или ином турбинном оборудовании. В результате в двигателях с применением двухступенчатого пульсирующего детонационного устройства может достигаться более высокая рабочая частота детонации при использовании обычного углеводородного топлива авиационных сортов и тем самым получаться большая тяга без вредных эффектов, возникающих при низких рабочих частотах, и без необходимости использования другого топлива. В результате получается общая двигательная система, в которой обеспечивается работа двигателя с высоким коэффициентом полезного действия и хорошими характеристиками в широком диапазоне эксплуатационных скоростей полета. Кроме того, описанное выше двухступенчатое пульсирующее детонационное устройство можно использовать в конструкциях турбовентиляторных, турбореактивных и прямоточных воздушно-реактивных двигателей.
Хотя изобретение было описано применительно к различным конкретным вариантам осуществления, специалисты в области техники, к которой относится изобретение, должны осознавать, что на практике изобретение может быть применено с осуществлением модификации, находящейся в рамках сущности и объема формулы изобретения.
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; причем указанное по меньшей мере одно сопло Лаваля включает в себя по меньшей мере одну поверхность, имеющую по меньшей мере одно отверстие, выполненное с возможностью инжекции по меньшей мере вспомогательного газа 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 одно 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 90°.
12. Устройство по п.1, в котором геометрический резонатор (106) имеет поверхность (108), отражающую волны давления, имеющую конфигурацию, выбранную из группы, включающей в себя коническую, цилиндрическую, сферическую, плоскую, параболическую и многогранную конфигурацию.
13. Устройство по п.1, в котором геометрический резонатор (106) имеет поверхность (108), отражающую волны давления, содержащую множество частей, при этом конфигурация по меньшей мере одной из указанных частей выбрана из группы, включающей в себя параболическую, цилиндрическую, плоскую, сферическую и многогранную конфигурацию.
14. Устройство по п.1, в котором геометрический резонатор (106) имеет поверхность (108), отражающую волны давления, которая начинается в точке, соответствующей краю по меньшей мере одного сопла (104) Лаваля.
15. Устройство по п.1, в котором геометрический резонатор (106) имеет поверхность (108), отражающую волны давления, выполненную с возможностью отражения по меньшей мере некоторых волн давления в фокальную точку (F), которая соответствует области застоя давления, образованной по меньшей мере некоторым количеством полученной сгоревшей смеси, выходящей из по меньшей мере одного сопла (104) Лаваля.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US10/730,219 US6983586B2 (en) | 2003-12-08 | 2003-12-08 | Two-stage pulse detonation system |
| US10/730,219 | 2003-12-08 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2004129606A RU2004129606A (ru) | 2006-03-20 |
| RU2357093C2 true 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) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| 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 |
| RU2613755C1 (ru) * | 2015-09-23 | 2017-03-21 | Федеральное Государственное Унитарное Предприятие Тушинское Машиностроительное Конструкторское Бюро "Союз" | Турбопрямоточный воздушно-реактивный двигатель |
| RU186578U1 (ru) * | 2017-05-11 | 2019-01-24 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Выходное устройство двигателя прямой реакции |
Families Citing this family (34)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| 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 |
| US7828546B2 (en) * | 2005-06-30 | 2010-11-09 | General Electric Company | Naturally aspirated fluidic control for diverting strong pressure waves |
| US8083494B2 (en) * | 2005-07-05 | 2011-12-27 | Gestion Serge Benjamin Inc. | Pulse jet engine having an acoustically enhanced ejector system |
| 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 |
| US20080310984A1 (en) * | 2007-06-12 | 2008-12-18 | General Electric Company | Positive displacement capture device |
| US20080310981A1 (en) * | 2007-06-12 | 2008-12-18 | General Electric Company | Positive displacement flow separator |
| FR2918415B1 (fr) * | 2007-07-02 | 2013-07-12 | Mbda France | Moteur a detonations pulsees fonctionnant avec un melange carburant-air |
| US20090133377A1 (en) * | 2007-11-15 | 2009-05-28 | General Electric Company | Multi-tube pulse detonation combustor based engine |
| 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 |
| WO2011155248A1 (ja) * | 2010-06-10 | 2011-12-15 | 学校法人早稲田大学 | エンジン |
| 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 |
| WO2016032434A1 (en) * | 2014-08-26 | 2016-03-03 | 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 |
| 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 |
| 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 |
| EP4180649A4 (en) * | 2020-07-13 | 2023-11-15 | Rafael MARTÍNEZ-VILANOVA PIÑÓN | JET ENGINE FOR AIRCRAFT |
| RU2752817C1 (ru) | 2020-12-16 | 2021-08-06 | Общество с ограниченной ответственностью «Васп Эйркрафт» | Пульсирующий детонационный реактивный двигатель |
| CN115653759B (zh) * | 2022-10-13 | 2024-06-18 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | 基于流量分配的加力燃烧室供油***及控制流程设计方法 |
Family Cites Families (25)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2647365A (en) * | 1946-02-19 | 1953-08-04 | Elman B Myers | Reso-jet motor |
| US2687614A (en) * | 1947-02-01 | 1954-08-31 | Esther C Goddard | Fuel admission device for resonance combustion apparatus |
| US2715436A (en) * | 1951-08-09 | 1955-08-16 | Swingfire Bahamas Ltd | Resonant pulse jet combustion heating device |
| US3266252A (en) * | 1964-03-04 | 1966-08-16 | Hughes John Wesley | Resonant pressure generating combustion machine |
| US3848408A (en) * | 1973-02-08 | 1974-11-19 | L Tompkins | Counter-wave pulse jet engine |
| WO1987006976A1 (en) | 1986-05-14 | 1987-11-19 | Daniel Buchser | Ram jet engine |
| 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 |
| 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 |
| US6349503B1 (en) | 1999-11-18 | 2002-02-26 | Ijot Development, Inc. | Fluid powered barrier system |
| AU2001260966A1 (en) | 2000-01-12 | 2001-08-07 | Allison Advanced Development Company | Propulsion module |
| US6442930B1 (en) | 2000-03-31 | 2002-09-03 | General Electric Company | Combined cycle pulse detonation turbine engine |
| US6666018B2 (en) | 2000-03-31 | 2003-12-23 | General Electric Company | Combined cycle pulse detonation turbine engine |
| US6477829B1 (en) | 2000-05-09 | 2002-11-12 | Lockheed Martin Corporation | Combined cycle pulse combustion/gas turbine engine |
| US6349538B1 (en) | 2000-06-13 | 2002-02-26 | Lockheed Martin Corporation | Annular liquid fueled pulse detonation engine |
| US6584761B2 (en) | 2000-12-15 | 2003-07-01 | Lockheed Martin Corporation | MAPP gas fuel for flight vehicles having pulse detonation engines and method of use |
| US6505462B2 (en) | 2001-03-29 | 2003-01-14 | General Electric Company | Rotary valve for pulse detonation engines |
| US6516605B1 (en) | 2001-06-15 | 2003-02-11 | General Electric Company | Pulse detonation aerospike engine |
| GB2377257B (en) * | 2001-07-06 | 2004-09-01 | Hubert Michael Benians | Compound gas turbine engines and methods of operation thereof |
| US6868665B2 (en) * | 2001-12-21 | 2005-03-22 | General Electric Company | Methods and apparatus for operating gas turbine engines |
| US6813878B2 (en) * | 2002-12-11 | 2004-11-09 | General Electric Company | Methods and apparatus for operating gas turbine engines |
| US6883302B2 (en) | 2002-12-20 | 2005-04-26 | General Electric Company | Methods and apparatus for generating gas turbine engine thrust with a pulse detonation thrust augmenter |
| JP4332396B2 (ja) * | 2003-09-26 | 2009-09-16 | 俊典 金光 | デトネーション発生方法とその装置 |
-
2003
- 2003-12-08 US US10/730,219 patent/US6983586B2/en not_active Expired - Fee Related
-
2004
- 2004-10-07 RU RU2004129606/06A patent/RU2357093C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2004-10-07 JP JP2004294833A patent/JP4555654B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2004-10-08 GB GB0422410A patent/GB2409025B/en not_active Expired - Fee Related
- 2004-10-08 FR FR0410664A patent/FR2863314B1/fr not_active Expired - Fee Related
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| 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 |
| RU2613755C1 (ru) * | 2015-09-23 | 2017-03-21 | Федеральное Государственное Унитарное Предприятие Тушинское Машиностроительное Конструкторское Бюро "Союз" | Турбопрямоточный воздушно-реактивный двигатель |
| RU186578U1 (ru) * | 2017-05-11 | 2019-01-24 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Выходное устройство двигателя прямой реакции |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US6983586B2 (en) | 2006-01-10 |
| RU2004129606A (ru) | 2006-03-20 |
| FR2863314B1 (fr) | 2012-10-19 |
| GB2409025B (en) | 2008-06-04 |
| FR2863314A1 (fr) | 2005-06-10 |
| JP4555654B2 (ja) | 2010-10-06 |
| US20050120700A1 (en) | 2005-06-09 |
| GB0422410D0 (en) | 2004-11-10 |
| GB2409025A (en) | 2005-06-15 |
| JP2005171984A (ja) | 2005-06-30 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2357093C2 (ru) | Двухступенчатое пульсирующее детонационное устройство | |
| EP1431563B1 (en) | Apparatus for generating gas turbine engine thrust | |
| RU2660734C2 (ru) | Камера сгорания с повышением давления (варианты) и способ её эксплуатации | |
| US9359973B2 (en) | Multitube valveless pulse detonation engine | |
| US7669406B2 (en) | Compact, low pressure-drop shock-driven combustor and rocket booster, pulse detonation based supersonic propulsion system employing the same | |
| US6666018B2 (en) | Combined cycle pulse detonation turbine engine | |
| CN109028151B (zh) | 多室旋转爆轰燃烧器 | |
| US11149954B2 (en) | Multi-can annular rotating detonation combustor | |
| US20070180832A1 (en) | Compact, low pressure-drop shock-driven combustor | |
| CN109028142A (zh) | 推进***及操作其的方法 | |
| CN109028144A (zh) | 整体涡流旋转爆震推进*** | |
| CN109028148A (zh) | 具有流体二极管结构的旋转爆震燃烧器 | |
| EP2400221B1 (en) | Ejector purge of cavity adjacent exhaust flowpath | |
| CN111322637A (zh) | 旋转爆震推进*** | |
| EP2312126A1 (en) | Power generation system and corresponding power generating method | |
| US20100077726A1 (en) | Plenum air preheat for cold startup of liquid-fueled pulse detonation engines | |
| CN116906212A (zh) | 用于高超音速飞行的联合循环推进*** | |
| RU2574156C2 (ru) | Многотрубный бесклапанный двигатель с импульсной детонацией | |
| CN117781314A (zh) | 一种组合式旋转爆轰燃烧室及其控制方法 | |
| CA2681906A1 (en) | Plenum air preheat for cold startup of liquid-fueled pulse detonation engines |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20161008 |