RU2476705C1 - Knocking ramjet engine and method of its operation - Google Patents
Knocking ramjet engine and method of its operation Download PDFInfo
- Publication number
- RU2476705C1 RU2476705C1 RU2011146452/06A RU2011146452A RU2476705C1 RU 2476705 C1 RU2476705 C1 RU 2476705C1 RU 2011146452/06 A RU2011146452/06 A RU 2011146452/06A RU 2011146452 A RU2011146452 A RU 2011146452A RU 2476705 C1 RU2476705 C1 RU 2476705C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- supersonic
- fuel
- air
- mixing chamber
- gas
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Electrical Control Of Air Or Fuel Supplied To Internal-Combustion Engine (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к установкам, где рабочее тело используется для создания реактивной струи, а также к устройствам для сжигания топлива.The invention relates to installations where the working fluid is used to create a jet stream, as well as to devices for burning fuel.
Известно пульсирующее устройство для сжигания топлива по авт. св. СССР №687313, 1979. Однако это устройство не может быть использовано для создания тяги.Known pulsating device for burning fuel according to ed. St. USSR No. 687313, 1979. However, this device cannot be used to create traction.
Известен прямоточный воздушно-реактивный двигатель (заявка ФРГ №4139338, МПК F02K 1/04 и F02K 7/10, 1991). Двигатель создает тягу за счет импульсного (пульсирующего) режима истечения рабочего тела, получаемого в результате сгорания топливовоздушной (ТВС) смеси. Данный режим работы реализуется в резонансной трубе, создающей разрежение благодаря колебаниям столба рабочего тела, а подвод воздуха осуществляется через кольцевые щели. Несмотря на то, что данное устройство имеет много общего с заявляемым техническим решением, оно не может реализовать детонационный режим горения.Known ramjet engine (application Germany No. 4139338, IPC F02K 1/04 and F02K 7/10, 1991). The engine creates traction due to the pulsed (pulsating) mode of expiration of the working fluid resulting from the combustion of a fuel-air (FA) mixture. This mode of operation is implemented in a resonant tube, creating a vacuum due to oscillations of the column of the working fluid, and air is supplied through annular slots. Despite the fact that this device has much in common with the claimed technical solution, it cannot realize the detonation mode of combustion.
Наиболее близким к заявленному двигателю по устройству и способу функционирования является сверхзвуковой пульсирующий детонационный прямоточный воздушно-реактивный двигатель (СПДПД) и способ функционирования СПДПД (Патент РФ №2 157 909, МПК7 F02K 7/14). Этот двигатель содержит сверхзвуковой воздухозаборник, сверхзвуковую камеру смешения, сверхзвуковую камеру сгорания, сверхзвуковое сопло, устройство запуска двигателя, систему подачи топлива, включающую пилоны с соплами и клапаны изменения режима подачи топлива, связанные через систему управления подачей топлива с датчиками регистрации прохождения детонационными волнами заданных расстояний от входа и выхода камеры сгорания.Closest to the claimed engine in terms of device and method of operation is a supersonic pulsating detonation ramjet engine (SPDD) and a method of functioning SPDD (RF Patent No. 2 157 909, IPC 7
Способ функционирования двигателя заключается в том, что в момент запуска подают топливо и инициируют детонационную волну. Дальнейшую работу двигателя обеспечивают последовательно - периодически, изменяя подачу топлива клапанами, реализуя в камере сгорания богатую и бедную топливовоздушную смесь и вызывая изменение направления и скорости перемещения волны относительно камеры сгорания от выхода ко входу камеры сгорания по богатой смеси и в обратном направлении по бедной смеси, в предельном случае - по чистому воздуху, при сохранении направления движения волны против потока.The method of engine operation is that at the time of starting, fuel is supplied and a detonation wave is initiated. Further engine operation is ensured sequentially - periodically, by changing the fuel supply by valves, realizing a rich and poor air-fuel mixture in the combustion chamber and causing a change in the direction and velocity of the wave relative to the combustion chamber from the output to the input of the combustion chamber through the rich mixture and backwards through the lean mixture, in the extreme case, through clean air, while maintaining the direction of movement of the wave against the flow.
Данный двигатель решает задачу увеличения удельного импульса и уменьшения теплонапряженности тракта рабочего тела на больших сверхзвуковых скоростях полета. Однако клапаны в этом двигателе должны работать с высокой частотой (порядка 100 Гц) и обеспечивать заданный ресурс работы, что трудно выполнить.This engine solves the problem of increasing the specific impulse and reducing the heat stress of the working fluid tract at high supersonic flight speeds. However, the valves in this engine must operate at a high frequency (of the order of 100 Hz) and provide a given service life, which is difficult to perform.
В основу изобретения положено решение задач уменьшения теплонапряженности тракта двигателя на больших сверхзвуковых скоростях полета, обеспечения саморегулируемой подачи топлива в двигатель и расширения диапазона скоростей полета, охватывающего как сверхзвуковые, так и дозвуковые скорости полета.The basis of the invention is the solution of the problem of reducing the heat stress of the engine path at high supersonic flight speeds, providing a self-regulating supply of fuel to the engine and expanding the range of flight speeds, covering both supersonic and subsonic flight speeds.
Поставленные задачи для конструкции решаются тем, что двигатель выполнен в виде пульсирующего детонационного прямоточного воздушно-реактивного. Двигатель содержит сверхзвуковой воздухозаборник, сверхзвуковую камеру смешения, сверхзвуковую камеру сгорания, выходное сверхзвуковое сопло, воспламенитель топливовоздушной смеси и систему подачи топлива. Система подачи топлива включает коллекторы и пилоны с топливными каналами и соплами. Пилоны с топливными каналами и соплами установлены в сверхзвуковой камере смешения.The tasks for the design are solved in that the engine is made in the form of a pulsating detonation direct-flow air-reactive. The engine contains a supersonic air intake, a supersonic mixing chamber, a supersonic combustion chamber, an supersonic exhaust nozzle, an air-fuel mixture igniter and a fuel supply system. The fuel supply system includes manifolds and pylons with fuel channels and nozzles. Pylons with fuel channels and nozzles are installed in a supersonic mixing chamber.
Согласно изобретению двигатель содержит расположенный между сверхзвуковым воздухозаборником и сверхзвуковой камерой смешения канал газовоздушного тракта. Пилоны системы подачи топлива размещены на выходе из последнего. Воспламенитель топливовоздушной смеси расположен в сверхзвуковой камере сгорания в поперечной нише и выполнен постоянно работающим. Каналы системы подачи топлива выполнены открытыми с возможностью газодинамического перекрытия.According to the invention, the engine comprises a gas-air duct channel located between the supersonic air intake and the supersonic mixing chamber. Pylons of the fuel supply system are located at the outlet of the latter. The igniter of the air-fuel mixture is located in a transverse niche in a supersonic combustion chamber and is made continuously working. The channels of the fuel supply system are made open with the possibility of gas-dynamic overlap.
При такой конструкции двигателя:With this engine design:
- расположение между сверхзвуковым воздухозаборником и сверхзвуковой камерой смешения канала газовоздушного тракта и размещение на выходе из последнего пилонов системы подачи топлива обеспечивает газодинамическое регулирование подачи топлива и ослабление ударной волны при ее движении по каналу газовоздушного тракта;- the location between the supersonic air intake and the supersonic mixing chamber of the gas duct channel and the placement at the outlet of the last pylons of the fuel supply system provides gas-dynamic control of the fuel supply and attenuation of the shock wave when it moves along the gas-air duct channel;
- расположение воспламенителя топливовоздушной смеси в сверхзвуковой камере сгорания в поперечной нише и выполнение воспламенителя постоянно работающим обеспечивает инициирование горения, переходящего в детонацию, при заполнении ниши топливовоздушной смесью;- the location of the igniter of the air-fuel mixture in the supersonic combustion chamber in the transverse niche and the execution of the ignitor is constantly working ensures the initiation of combustion, which goes into detonation, when filling the niche with the air-fuel mixture;
- выполнение каналов системы подачи топлива открытыми с возможностью их газодинамического перекрытия обеспечивает саморегулируемую подачу топлива в двигатель в импульсно-периодическом режиме с более высокой частотой, чем у систем подачи топлива с клапанами.- the implementation of the channels of the fuel supply system open with the possibility of gas-dynamic overlapping provides a self-regulating supply of fuel to the engine in a pulse-periodic mode with a higher frequency than fuel supply systems with valves.
Для решения поставленных задач способ функционирования пульсирующего детонационного прямоточного воздушно-реактивного двигателя заключается в том, что на вход сверхзвуковой камеры смешения через сверхзвуковой воздухозаборник и канал газовоздушного тракта подают воздух, а через пилоны с соплами - топливо. За пилонами в сверхзвуковой камере смешения формируют топливовоздушную смесь и направляют ее в сверхзвуковую камеру сгорания. В сверхзвуковой камере сгорания воспламенителем инициируют горение топливовоздушной смеси. Далее фронт пламени горящей топливовоздушной смеси ускоряется до уровня сотни метров в секунду и переходит в детонацию. Эффект возбуждения горения или детонации обычно носит «пороговый» характер («да»-«нет») для любого инициатора.To solve the tasks, the method of functioning of a pulsating detonation ramjet engine is that air is supplied to the inlet of the supersonic mixing chamber through the supersonic air intake and the gas duct channel, and fuel is supplied through the pylons with nozzles. Behind the pylons in the supersonic mixing chamber, a fuel-air mixture is formed and sent to the supersonic combustion chamber. In a supersonic combustion chamber, an igniter initiates combustion of the air-fuel mixture. Further, the flame front of the burning air-fuel mixture accelerates to the level of hundreds of meters per second and goes into detonation. The effect of arousal of combustion or detonation is usually of a “threshold” nature (“yes” - “no”) for any initiator.
(см. 1. А.А.Васильев. Особенности применения детонации в двигательных установках, с. 129, 141-145. 2. Ф.А. Быковский и др. Инициирование детонации в потоках водородно-воздушных смесей, с. 521-539 / Импульсные Детонационные Двигатели. Под редакцией д.ф.м.н. С.М.Фролова. ТОРУС-ПРЕСС, М., 2006).(see 1. A.A. Vasiliev. Features of the application of detonation in propulsion systems, p. 129, 141-145. 2. F. Bykovsky et al. Initiation of detonation in flows of hydrogen-air mixtures, p. 521-539 / Pulse Detonation Engines. Edited by Doctor of Physics and Mathematics S. M. Frolov. TORUS-PRESS, M., 2006).
Были проведены численные исследования прямого инициирования детонации электрическими разрядами в плоском канале, заполненном неподвижной или движущейся со сверхзвуковой скоростью стехиометрической водородно-воздушной смесью (см. В.А.Левин и др. Инициирование газовой детонации электрическими разрядами / Импульсные Детонационные Двигатели. Под редакцией д.ф.м.н. С.М.Фролова. ТОРУС-ПРЕСС, 2006, М., с.235-254).Numerical studies of the direct initiation of detonation by electric discharges in a flat channel filled with a stoichiometric hydrogen-air mixture stationary or moving at supersonic speed were carried out (see V.A. Levin et al. Initiation of gas detonation by electric discharges / Pulse Detonation Engines. Edited by d. Ph.D. S.M. Frolova, TORUS-PRESS, 2006, M., p. 235-254).
Дальнейшую работу двигателя обеспечивают последовательно - периодически путем прерывистого изменения подачи топлива, вызывая изменение направления и скорости перемещения детонационной волны относительно тракта двигателя по потоку и в обратном направлении. Детонационную волну, распространяющуюся по потоку, направляют к выходу из двигателя через выходное сверхзвуковое сопло, обеспечивая сжигание несгоревшей топливовоздушной смеси. Детонационную волну, распространяющуюся против потока, направляют в сторону воздухозаборника. Реализуют в камере сгорания богатую и бедную топливовоздушную смесь и вызывают изменение направления, скорости и давления волны относительно камеры сгорания (см., например, К.И.Щелкин, Я.К.Трошин. Газодинамика горения, издательство Академии наук СССР, М., 1963, стр. 14-19).Further engine operation is ensured sequentially - periodically by intermittent changes in the fuel supply, causing a change in the direction and velocity of the detonation wave relative to the engine path in the flow and in the opposite direction. The detonation wave propagating through the stream is directed to the exit from the engine through the supersonic nozzle, providing combustion of the unburned air-fuel mixture. The detonation wave propagating against the stream is directed towards the air intake. They realize a rich and poor air-fuel mixture in the combustion chamber and cause a change in the direction, speed and pressure of the wave relative to the combustion chamber (see, for example, K.I. Schelkin, Ya.K. Troshin. Combustion gas dynamics, publishing house of the USSR Academy of Sciences, M., 1963, p. 14-19).
Согласно изобретению топливо подают при постоянном давлении и открытой системе подачи топлива. Детонационную волну инициируют постоянно работающим в нише воспламенителем. Обеспечивают прохождение детонационной волны через сверхзвуковые камеру сгорания и камеру смешения и канал газовоздушного тракта с торможением детонационной волны в зоне пилонов. При обтекании пилонов с торможением давление потока в зоне пилонов становится выше постоянного давления топлива в системе подачи. Под действием этого перепада давления воздух и остатки продуктов сгорания затекают в открытые топливные каналы пилонов и коллектора, обеспечивая газодинамическое перекрытие топливных каналов и прекращение подачи топлива в камеру смешения. Зона горения в камере сгорания перестает существовать. Детонационная волна преобразуется в ударную волну. Ударная волна продолжает свое движение с ослаблением против потока еще на некотором участке канала газовоздушного тракта, а потом сносится потоком к выходу сверхзвуковой камеры сгорания. Нетлетон. Детонация в газах. Под редакцией д.ф.м.н. Гвоздевой. Мир, М., 1989, с.15, 33-39.According to the invention, fuel is supplied at constant pressure and with an open fuel supply system. The detonation wave is initiated by a constantly working igniter in a niche. Ensure the passage of the detonation wave through a supersonic combustion chamber and a mixing chamber and a gas-air channel with braking of the detonation wave in the pylon zone. When flowing around pylons with braking, the flow pressure in the pylon area becomes higher than the constant fuel pressure in the feed system. Under the influence of this pressure differential, air and residues of combustion products flow into the open fuel channels of the pylons and the collector, providing gas-dynamic closure of the fuel channels and the cessation of fuel supply to the mixing chamber. The combustion zone in the combustion chamber ceases to exist. The detonation wave is converted into a shock wave. The shock wave continues to move with a weakening against the flow even at a certain section of the gas-air duct channel, and then is carried by the flow to the exit of the supersonic combustion chamber. Netleton. Knocking in gases. Edited by Ph.D. Nailing. Mir, M., 1989, p. 15, 33-39.
При обратном прохождении сносимой потоком от воздухозаборника мимо пилонов, ослабленной ударной волны с пониженным давлением постоянное давление подачи топлива превышает давление потока в зоне пилонов. Возникает перепад давления, которым коллектора, топливные каналы и сопла пилонов освобождают вытеснением топливом от затекших в них воздуха, несгоревшей топливовоздушной смеси и продуктов сгорания и заполняют новым топливом. Новое топливо подают в камеру смешения и прерывисто повторяют циклы работы. Причем новая порция смеси или догоняет в камере сгорания сносимый фронт ударной волны, воспламеняется и превращается в детонационную волну, или доходит до ниши и воспламеняется в нише от постоянно работающего воспламенителя. При таком способе функционирования:During the reverse passage of the drift carried by the flow from the air intake past the pylons, the weakened shock wave with reduced pressure, the constant fuel supply pressure exceeds the flow pressure in the pylon zone. There is a pressure drop by which the collectors, fuel channels and nozzles of the pylons are freed by displacing fuel from the air flowing in them, unburned air-fuel mixture and combustion products and filled with new fuel. New fuel is fed into the mixing chamber and cycles are intermittently repeated. Moreover, a new portion of the mixture either catches up in the combustion chamber the front of the shock wave, ignites and turns into a detonation wave, or reaches a niche and ignites in a niche from a constantly operating igniter. With this method of functioning:
- последовательно-периодическое изменение расхода топлива, при открытой системе топливоподачи, прохождением детонационной и ударной волн в зоне пилонов системы подачи топлива обеспечивает периодическое заполнение камеры смешения топливовоздушной смесью;- sequentially periodic change in fuel consumption, with an open fuel supply system, the passage of detonation and shock waves in the area of the pylons of the fuel supply system provides periodic filling of the mixing chamber with a fuel-air mixture;
- процесс поджигания, при наличии перемешенной топливовоздушной смеси, от постоянно работающего в нише воспламенителя создает условия для инициирования ее сгорания в детонационных волнах, что обеспечивает реализацию саморегулируемого пульсирующего режима работы;- the ignition process, in the presence of a mixed air-fuel mixture, from an igniter constantly working in a niche creates conditions for initiating its combustion in detonation waves, which ensures the implementation of a self-regulating pulsating operation mode;
- для рабочего процесса с горением топлива в детонационной волне, распространяющейся в самоуправляемом пульсирующем режиме с высокой частотой характерна высокая топливная экономичность и эффективность двигателя с высокой полнотой сгорания, которая обеспечивается высокой степенью сжатия потока в детонационных волнах, большой скоростью горения топливовоздушной смеси и высокой температурой продуктов сгорания.- for the working process with fuel combustion in a detonation wave propagating in a self-controlled pulsating mode with a high frequency, high fuel efficiency and engine efficiency with high combustion are ensured, which is ensured by a high degree of compression of the flow in detonation waves, a high rate of combustion of the air-fuel mixture, and a high temperature of the products combustion.
Благодаря высокой степени сжигания топлива в детонационной волне и самоуправляемому режиму ее распространения достигается высокая топливная экономичность как на сверхзвуковых, так и на дозвуковых режимах работы двигателя.Due to the high degree of fuel combustion in the detonation wave and the self-controlled mode of its propagation, high fuel efficiency is achieved both in supersonic and in subsonic engine operation modes.
Реализуемый процесс горения топлива в детонационной волне, распространяющейся в пульсирующем режиме с высокой частотой, не требует значительного торможения потока в воздухозаборнике и в камере сгорания, благодаря чему снижается теплонапряженность тракта двигателя.The process of burning fuel in a detonation wave propagating in a pulsed mode with a high frequency does not require significant inhibition of flow in the air intake and in the combustion chamber, thereby reducing the heat stress of the engine tract.
Для изменения уровня тяги двигателя, при открытой системе топливоподачи, последовательно изменяют расход топлива изменением уровня постоянного давления подачи топлива в коллекторах.To change the engine thrust level, with the fuel supply system open, the fuel consumption is successively changed by changing the level of the constant fuel supply pressure in the manifolds.
Величину давления подачи топлива в коллекторе задают такого уровня, чтобы в зоне пилонов давление потока при движении детонационной волны от ниши в сторону воздухозаборника было выше давления подачи топлива, а при движении ослабленной ударной волны (в сверхзвуковом потоке) или волны разрежения (в дозвуковом потоке) от воздухозаборника в сторону ниши - ниже давления подачи топлива.The fuel supply pressure in the manifold is set such that in the pylon zone the flow pressure when the detonation wave moves from a niche towards the air intake is higher than the fuel supply pressure, and when the weakened shock wave (in a supersonic flow) moves, or a rarefaction wave (in a subsonic flow) from the air intake to the niche - below the fuel supply pressure.
Таким образом решены поставленные в изобретении задачи:Thus, the objectives of the invention are solved:
- достигнуто уменьшение теплонапряженности тракта рабочего тела двигателя на больших сверхзвуковых скоростях полета при бесклапанной системе подачи топлива;- a decrease in the heat stress of the path of the working fluid of the engine at high supersonic flight speeds with a valveless fuel supply system has been achieved;
- расширен диапазон скоростей полета летательных аппаратов, охватывающий как дозвуковые, так и сверхзвуковые области;- the range of flight speeds of aircraft has been expanded, covering both subsonic and supersonic areas;
- обеспечена саморегулируемая подача топлива в двигатель.- A self-regulating fuel supply to the engine is provided.
Настоящее изобретение поясняется последующим подробным описанием конструкции двигателя и способа его функционирования со ссылкой на иллюстрации, представленные на фиг.1-3, где:The present invention is illustrated by the following detailed description of the design of the engine and the method of its operation with reference to the illustrations presented in figures 1-3, where:
на фиг.1 изображен продольный разрез пульсирующего детонационного прямоточного воздушно-реактивного двигателя;figure 1 shows a longitudinal section of a pulsating detonation ramjet ramjet engine;
на фиг.2 - сечение А-А на фиг.1;figure 2 is a section aa in figure 1;
на фиг.3 - элемент I на фиг.1.figure 3 - element I in figure 1.
Пульсирующий детонационный прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит (см. фиг.1) сверхзвуковой воздухозаборник 1, сверхзвуковую камеру смешения 2, сверхзвуковую камеру сгорания 3, выходное сверхзвуковое сопло 4, воспламенитель 5 топливовоздушной смеси и систему подачи топлива. Система подачи топлива включает коллекторы 6 и пилоны 7 с топливными каналами 8 и соплами 9 (см. фиг.2). Пилоны 7 установлены в сверхзвуковой камере смешения 2. Двигатель содержит расположенный между сверхзвуковым воздухозаборником 1 и сверхзвуковой камерой смешения 2 канал 10 газовоздушного тракта. Пилоны 7 системы подачи топлива размещены на выходе из последнего. Воспламенитель 5 топливовоздушной смеси расположен в сверхзвуковой камере сгорания 3 в поперечной нише 11 (см. фиг.3) и выполнен постоянно работающим. Коллекторы 6 и каналы 8 системы подачи топлива выполнены открытыми с возможностью газодинамического перекрытия. Воспламенитель 5 может быть размещен в концевой части сверхзвуковой камеры сгорания 3.A pulsating detonation ramjet engine contains (see Fig. 1) a supersonic air intake 1, a supersonic mixing chamber 2, a supersonic combustion chamber 3, an output supersonic nozzle 4, an
Способ функционирования пульсирующего детонационного прямоточного воздушно-реактивного двигателя заключается в том, что на вход сверхзвуковой камеры смешения 2 через сверхзвуковой воздухозаборник 1 и канал 10 газовоздушного тракта подают воздух, а через пилоны 7 - топливо. Топливо подают через коллекторы 6 и каналы 8 в пилонах 7 при постоянном давлении и открытой системе подачи топлива. За пилонами 7 в сверхзвуковой камере смешения 2 формируют топливовоздушную смесь. Полученную смесь направляют в сторону выхода сверхзвуковой камеры сгорания 3 и заполняют нишу 11 топливовоздушной смесью. В нише 11 топливовоздушную смесь поджигают постоянно работающим воспламенителем 5. Инициируют в нише 11 воспламенение и горение топливовоздушной смеси, переходящее в детонацию. Детонация распространяется в тракте двигателя по и против потока. Детонационную волну, распространяющуюся по потоку, направляют к выходу из двигателя через сверхзвуковое сопло 4 и обеспечивают сжигание несгоревшей топливовоздушной смеси. Детонационную волну, распространяющуюся против потока, направляют из ниши 11 в сторону воздухозаборника 1 через сверхзвуковые камеру сгорания 3, камеру смешения 2 и канал 10 газовоздушного тракта с торможением детонационной волны и повышением давления в потоке в зоне пилонов 7. Реализуют в камере сгорания 3 богатую и бедную топливовоздушную смесь. Дальнейшую работу двигателя обеспечивают последовательно - периодически, путем прерывистого изменения подачи топлива, вызывая изменение направления и скорости перемещения детонационной волны по потоку и в обратном направлении. газодинамическим перекрытием коллекторов 6 и топливных каналов 8 в пилонах 7.The method of operation of a pulsating detonation ramjet engine is that air is supplied to the inlet of the supersonic mixing chamber 2 through the supersonic air intake 1 and the gas duct channel 10, and fuel through the
По данному двигателю была создана экспериментальная установка. На установке был проведен комплекс исследований по определению характеристик детонационной волны - скорости ее распространения в зависимости от коэффициента избытка воздуха α, времени индукции и толщины детонационного фронта.An experimental setup was created for this engine. A set of studies was carried out at the facility to determine the characteristics of the detonation wave — its propagation velocity depending on the coefficient of excess air α, induction time, and thickness of the detonation front.
Проведенные эксперименты показали принципиальную возможность получения (инициирования) детонационной волны в сверхзвуковом потоке, а полученные зависимости скорости детонационной волны D от значений α демонстрируют возможность получения управляемого рабочего процесса в широком диапазоне скоростей полета - от дозвуковых до гиперзвуковых. В проверенном рабочем процессе пульсирующий режим задавался детонационной волной за счет того, что детонационная волна сама перекрывала подачу топлива, запирая топливные каналы пилонов и коллекторы. При этом никакие системы управления не были задействованы. Процесс пульсации осуществлялся на заданной концентрации топливовоздушной смеси. Регулирование постоянного давления подачи топлива осуществляли для изменения уровня тяги двигателя, но не для создания пульсаций. Электроискровой источник воспламенения топливовоздушной смеси работал в нише на выходе из камеры сгорания постоянно, поддерживая горение и переход в детонацию подающейся топливовоздушной смеси.The experiments showed the fundamental possibility of obtaining (initiating) a detonation wave in a supersonic flow, and the obtained dependences of the detonation wave velocity D on α values demonstrate the possibility of obtaining a controlled working process in a wide range of flight speeds - from subsonic to hypersonic. In the tested working process, the pulsating mode was set by the detonation wave due to the fact that the detonation wave itself blocked the fuel supply, blocking the fuel channels of the pylons and collectors. At the same time, no control systems were involved. The pulsation process was carried out at a given concentration of the air-fuel mixture. The regulation of the constant pressure of the fuel supply was carried out to change the level of engine thrust, but not to create ripples. The electric-spark ignition source of the air-fuel mixture worked continuously in the niche at the exit from the combustion chamber, supporting combustion and transition to detonation of the supplied air-fuel mixture.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2011146452/06A RU2476705C1 (en) | 2011-11-17 | 2011-11-17 | Knocking ramjet engine and method of its operation |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2011146452/06A RU2476705C1 (en) | 2011-11-17 | 2011-11-17 | Knocking ramjet engine and method of its operation |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2476705C1 true RU2476705C1 (en) | 2013-02-27 |
Family
ID=49121530
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2011146452/06A RU2476705C1 (en) | 2011-11-17 | 2011-11-17 | Knocking ramjet engine and method of its operation |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2476705C1 (en) |
Cited By (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2563092C2 (en) * | 2014-01-24 | 2015-09-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Method of detonation-deflagration combustion and detonation-deflagration ramjet engine |
| RU2573427C2 (en) * | 2014-02-07 | 2016-01-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Fuel-air mix combustion and ramjet engine with spin detonation wave |
| RU2585328C2 (en) * | 2014-02-19 | 2016-05-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного мотостроения имени П.И. Баранова" | Method of combusting fuel and detonation-deflagration ramjet engine |
| RU2620736C1 (en) * | 2015-12-28 | 2017-05-29 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Method of organising working process in turbojet engine with continuously-detonating combustion chamber and device for its implementation |
| RU172777U1 (en) * | 2016-08-22 | 2017-07-24 | федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Санкт-Петербургский национальный исследовательский университет информационных технологий, механики и оптики" (Университет ИТМО) | Supersonic ramjet engine |
| RU2638239C1 (en) * | 2016-12-21 | 2017-12-12 | Дмитрий Дмитриевич Кожевников | Direct flow turboretactive detonation engine (dftde) |
| RU178988U1 (en) * | 2017-09-21 | 2018-04-24 | Общество с ограниченной ответственностью "ВНХ-Механика" | Supersonic ramjet engine |
| RU2710740C1 (en) * | 2018-12-10 | 2020-01-10 | Сергей Евгеньевич Угловский | Method for formation and combustion of fuel mixture in detonation burning chamber of rocket engine |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1296108A (en) * | 1969-12-22 | 1972-11-15 | ||
| GB1354701A (en) * | 1970-02-10 | 1974-06-05 | Senhenn L A | Jet propulsion engines |
| US5085048A (en) * | 1990-02-28 | 1992-02-04 | General Electric Company | Scramjet including integrated inlet and combustor |
| RU2117807C1 (en) * | 1995-07-13 | 1998-08-20 | Аэроспасьяль Сосьете Насьональ Эндюстриель | Ramjet engine for flying vehicles flying at supersonic and/or hypersonic speed |
| RU2157909C1 (en) * | 1999-05-26 | 2000-10-20 | Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова | Supersonic pulse detonating ramjet engine and method of its functioning |
| RU2347098C1 (en) * | 2007-06-13 | 2009-02-20 | Институт теоретической и прикладной механики им. С.А. Христиановича Сибирское отделение Российской академии наук (ИТПМ СО РАН) | Method for operation of supersonic pulse athodyd and supersonic pulse athodyd |
-
2011
- 2011-11-17 RU RU2011146452/06A patent/RU2476705C1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1296108A (en) * | 1969-12-22 | 1972-11-15 | ||
| GB1354701A (en) * | 1970-02-10 | 1974-06-05 | Senhenn L A | Jet propulsion engines |
| US5085048A (en) * | 1990-02-28 | 1992-02-04 | General Electric Company | Scramjet including integrated inlet and combustor |
| RU2117807C1 (en) * | 1995-07-13 | 1998-08-20 | Аэроспасьяль Сосьете Насьональ Эндюстриель | Ramjet engine for flying vehicles flying at supersonic and/or hypersonic speed |
| RU2157909C1 (en) * | 1999-05-26 | 2000-10-20 | Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова | Supersonic pulse detonating ramjet engine and method of its functioning |
| RU2347098C1 (en) * | 2007-06-13 | 2009-02-20 | Институт теоретической и прикладной механики им. С.А. Христиановича Сибирское отделение Российской академии наук (ИТПМ СО РАН) | Method for operation of supersonic pulse athodyd and supersonic pulse athodyd |
Cited By (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2563092C2 (en) * | 2014-01-24 | 2015-09-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Method of detonation-deflagration combustion and detonation-deflagration ramjet engine |
| RU2573427C2 (en) * | 2014-02-07 | 2016-01-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Fuel-air mix combustion and ramjet engine with spin detonation wave |
| RU2585328C2 (en) * | 2014-02-19 | 2016-05-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного мотостроения имени П.И. Баранова" | Method of combusting fuel and detonation-deflagration ramjet engine |
| RU2620736C1 (en) * | 2015-12-28 | 2017-05-29 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Method of organising working process in turbojet engine with continuously-detonating combustion chamber and device for its implementation |
| RU172777U1 (en) * | 2016-08-22 | 2017-07-24 | федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Санкт-Петербургский национальный исследовательский университет информационных технологий, механики и оптики" (Университет ИТМО) | Supersonic ramjet engine |
| RU2638239C1 (en) * | 2016-12-21 | 2017-12-12 | Дмитрий Дмитриевич Кожевников | Direct flow turboretactive detonation engine (dftde) |
| WO2018117904A1 (en) * | 2016-12-21 | 2018-06-28 | Дмитрий Дмитриевич КОЖЕВНИКОВ | Ram-jet and turbo-jet detonation engine |
| RU178988U1 (en) * | 2017-09-21 | 2018-04-24 | Общество с ограниченной ответственностью "ВНХ-Механика" | Supersonic ramjet engine |
| RU2710740C1 (en) * | 2018-12-10 | 2020-01-10 | Сергей Евгеньевич Угловский | Method for formation and combustion of fuel mixture in detonation burning chamber of rocket engine |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2476705C1 (en) | Knocking ramjet engine and method of its operation | |
| US9732670B2 (en) | Tuned cavity rotating detonation combustion system | |
| CN103069142B (en) | Multitube valveless pulse-knocking engine | |
| US7966803B2 (en) | Pulse detonation combustor with folded flow path | |
| US7637096B2 (en) | Pulse jet engine having pressure sensor means for controlling fuel delivery into a combustion chamber | |
| US9816463B2 (en) | Ramjet including a detonation chamber and aircraft comprising such a ramjet | |
| US7669406B2 (en) | Compact, low pressure-drop shock-driven combustor and rocket booster, pulse detonation based supersonic propulsion system employing the same | |
| EP2327867A2 (en) | Thrust modulation in a multiple combustor pulse detonation engine using cross-combustor detonation initiation | |
| CN106837603B (en) | A kind of supersonic speed detonation engine and its propulsion system | |
| Tretyakov et al. | Peculiarities of organization of effective hydrocarbon fuel combustion in supersonic flow | |
| Ivanov et al. | Hydrogen fueled detonation ramjet: Conceptual design and test fires at Mach 1.5 and 2.0 | |
| US11236908B2 (en) | Fuel staging for rotating detonation combustor | |
| Zhao et al. | Effects of a jet turbulator upon flame acceleration in a detonation tube | |
| RU172777U1 (en) | Supersonic ramjet engine | |
| CN102619644B (en) | Structure for reducing back pressure of air-breathing type pulse detonation air inlet passage | |
| RU2347098C1 (en) | Method for operation of supersonic pulse athodyd and supersonic pulse athodyd | |
| IN2012DE03367A (en) | ||
| RU2157909C1 (en) | Supersonic pulse detonating ramjet engine and method of its functioning | |
| RU2585328C2 (en) | Method of combusting fuel and detonation-deflagration ramjet engine | |
| RU2446305C2 (en) | Supersonic ramjet engine with pulsating combustion and method of its operation | |
| Tretyakov | Organization of a pulsed mode of combustion in scramjets | |
| RU2403422C1 (en) | Device and method (versions) to stabilise flame in turbojet engine afterburner chamber | |
| CN201696167U (en) | Multi-tube parallel-connection pulse detonation combustion chamber | |
| Bykovskii et al. | Continuous spin detonation of a hydrogen-air mixture with addition of air into the products and the mixing region | |
| RU178988U1 (en) | Supersonic ramjet engine |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20171118 |