WO2014178746A1 - Способ и устройство для детонации в камере сгорания газотурбинного двигателя - Google Patents

Способ и устройство для детонации в камере сгорания газотурбинного двигателя Download PDF

Info

Publication number
WO2014178746A1
WO2014178746A1 PCT/RU2013/000374 RU2013000374W WO2014178746A1 WO 2014178746 A1 WO2014178746 A1 WO 2014178746A1 RU 2013000374 W RU2013000374 W RU 2013000374W WO 2014178746 A1 WO2014178746 A1 WO 2014178746A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
detonation
gas
combustion chamber
turbine engine
gas turbine
Prior art date
Application number
PCT/RU2013/000374
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Сергей Михайлович ФРОЛОВ
Владислав Сергеевич ИВАНОВ
Алексей Владимирович ДУБРОВСКИЙ
Original Assignee
Некоммерческое Партнерство По Научной, Образовательной И Инновационной Деятельности "Центр Импульсного Детонационного Горения"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Некоммерческое Партнерство По Научной, Образовательной И Инновационной Деятельности "Центр Импульсного Детонационного Горения" filed Critical Некоммерческое Партнерство По Научной, Образовательной И Инновационной Деятельности "Центр Импульсного Детонационного Горения"
Priority to PCT/RU2013/000374 priority Critical patent/WO2014178746A1/ru
Publication of WO2014178746A1 publication Critical patent/WO2014178746A1/ru

Links

Classifications

    • 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

Definitions

  • the invention relates to methods and devices for burning gaseous or atomized liquid fuels, namely: to gas or droplet detonation, and can be used in gas turbine engines operating on continuous detonation combustion.
  • the listed works do not address such important problems as increasing the thermodynamic efficiency of the working process in the combustion chamber with continuous detonation, preventing the detonation from flowing upstream, and also coordinating the operation of the combustion chamber with continuous detonation with the operation of the compressor and turbine of a gas turbine engine, which consists in ensuring gas-dynamic isolation of the compressor and turbine from pressure disturbances generated by continuous detonation combustion in a continuous combustion chamber second detonation, and also ensuring the required temperature level, and uneven temperature field of gas in front of a turbine of a gas turbine engine.
  • the need to solve these problems is indicated in the works of Frolov SM., A.
  • Dubrovsky and Ivanova BC Three-dimensional numerical simulation of the working process in a combustion chamber with continuous detonation // Chemical Physics, 2012. V. 31.?. P.32-45 and Frolov SM, Dubrovskii AV, and Ivanov VS Three-dimensional numerical simulation of operation process in rotating detonation engine.
  • the weakening of these pressure disturbances in the prototype method is due to a sharp expansion of the annular gap towards the compressor of the gas turbine engine in the area located upstream of the nozzle heads of the combustion chamber with continuous detonation and downstream from the last stage of the compressor, and on the other hand, due to the increase in the length of the combustion chamber with continuous detonation in the axial direction, that is, an increase in the distance from the nozzle head to the first stage of the turbine of the gas turbine engine while maintaining a constant width annular clearance.
  • these values in the prototype method are either not regulated or are regulated by diluting the detonation products with cooling air.
  • a device that implements the prototype method includes an annular combustion chamber with continuous detonation with a nozzle head and upper and lower gas-dynamic insulators connected to it.
  • the upper gas-dynamic insulator is an annular cylindrical channel with a constant-width gap located between the exit of the gas turbine engine compressor and the annular nozzle head of the combustion chamber with continuous detonation, the cross-sectional area of the gap in this annular channel exceeding the total cross-sectional area of the holes in the nozzle head by 1.6 times (when using slotted holes in the nozzle head) and 3 times (when using sectioned slotted holes in rsunochnoy head).
  • the lower gas-dynamic insulator in one design (without regulating the temperature and the temperature field of the gas in front of the turbine) is an annular cylindrical channel with a constant-width gap, located between the exit from the combustion chamber with continuous detonation and the first stage of the gas turbine engine turbine, the cross-sectional area of the gap in this annular channel is equal to the cross-sectional area of the annular gap of the combustion chamber with continuous detonation.
  • the lower gas-dynamic insulator is an annular cylindrical channel with a gap of constant width and with side openings for supplying jets of cooling air located between the exit from the combustion chamber with continuous detonation and the first stage of the turbine a gas turbine engine, the cross-sectional area of the gap in this annular channel being equal to the cross-sectional area of the annular gap of the chamber with burning out a continuous detonation, and cooling air is supplied from the compressor of the gas turbine engine through an additional coaxial annular channel.
  • the calculated values of the mass-average temperature of the detonation products T t and the non-uniformity of the temperature field of the gas in front of the turbine (tax
  • the method and device adopted as a prototype of the present invention although they provide an increase in the thermodynamic efficiency of the duty cycle, still do not exclude the possibility of a detonation slip upstream and do not provide the required coordination of the process parameters into the combustion chamber with continuous detonation, in the compressor and in the turbine of a gas turbine engine, since the amplitude of pressure disturbances passing through the upper and lower gas-dynamic insulators, as well as the level of temperature and non-uniformity t The temperature field of the gas in front of the turbine is unacceptably high.
  • the objective of the invention is to develop such a method of organizing a working process in a combustion chamber with continuous detonation in a gas turbine engine, in which, on the one hand, continuous detonation combustion in a combustion chamber with continuous detonation occurs with a significant increase in total pressure, and on the other hand, the possibility is excluded detonation slip from the combustion chamber with continuous detonation upstream, the required level of gas-dynamic isolation of the compressor and turbine from zmuscheny pressure generated by detonation combustion in a combustion chamber with a continuous detonation, and also provided acceptable levels of temperature and unevenness of the temperature field of gas before the turbine, i.e. ensures consistent operation of the combustion chamber with a continuous detonation turbine compressor and the gas turbine engine.
  • the objective of the invention is also to provide a device for implementing a method of organizing a working process in a combustion chamber with continuous detonation as part of a gas turbine engine, which, on the one hand, will provide high thermodynamic efficiency of the duty cycle due to an increase in total pressure during continuous detonation combustion, and on the other hand, exclude the possibility of a slip of detonation from a combustion chamber with continuous detonation upstream will provide gas-dynamic isolation of the compressor and turbine from pressure disturbances generated by detonation combustion in a combustion chamber with continuous detonation, as well as provide acceptable levels of temperature and uneven temperature field of the gas in front of the turbine, i.e. coordinated operation of a combustion chamber with continuous detonation, a compressor and a turbine of a gas turbine engine.
  • a method of organizing a working process in a combustion chamber with continuous detonation as part of a gas turbine engine including the continuous supply of fuel components to the annular combustion chamber, initiating and propagating detonation in the resulting layer of a detonation-friendly mixture, attenuating pressure disturbances traveling up and downstream from the continuous layer detonation combustion and regulation of temperature and temperature field unevenness of the gas in front of the turbine with cooling air, in which to prevent Nia detonation breakthrough upstream of the fuel components to a combustion chamber with a continuous detonation are fed separately into the wide annular gap in a mutually intersecting planes; to attenuate the pressure disturbances traveling from the continuous detonation combustion bed upstream, an expansion of the cross-section towards the compressor of the gas turbine engine is used, and the expansion of the cross-section begins at a certain distance upstream of the fuel nozzles; To reduce pressure disturbances running from the continuous detonation combustion layer downstream, and to reduce the temperature level and temperature field unevenness in front of the
  • the holes / nozzles for supplying cooling air are designed so that the cooling air is supplied to the lower gas-dynamic insulator in the form of deeply penetrating jets.
  • the pressure drop across the openings / nozzles for supplying cooling air in the lower gas-dynamic insulator should preferably be critical or supercritical, i.e. the air velocity at the cut of the holes / nozzles in the most preferred embodiment should reach or exceed the local speed of sound.
  • a device for implementing a method of organizing a working process in a combustion chamber with continuous detonation as part of a gas turbine engine comprising a combustion chamber, a continuous supply of fuel components, a detonation initiator, upper and lower gas dynamic insulators and an additional coaxial annular channel for supplying cooling air from a gas turbine engine compressor in which air is supplied in the axial direction of the combustion chamber with continuous detonation directly into a wide annular clearance; fuel is supplied through a system of fuel injectors in the side walls of the annular gap; the upper gas-dynamic insulator is an annular channel of finite length with an expansion of the section towards the compressor of the gas turbine engine, the channel being located at some distance upstream of the fuel nozzles; the lower gas-dynamic insulator is an annular channel of finite length with a section widening towards the turbine of the gas turbine engine and side openings for regulating the temperature of detonation products and the unevenness of the temperature field of the gas in front of the turbine by supplying cooling
  • the axis of the fuel injector openings are made at an acute angle to forming the surface of the combustion chamber, so that the fuel velocity vector at the nozzle opening has not only a radial, but also an axial component directed downstream.
  • the holes of the fuel nozzles can be made either on the internal or external, or on both walls of the combustion chamber with continuous detonation.
  • the holes of the fuel nozzles on both walls of the combustion chamber with continuous detonation can be located regularly (opposite each other) or in a "checkerboard" order.
  • the longitudinal section of the annular channel of the upper gas-dynamic insulator in that part that expands towards the compressor of the gas turbine engine may be in the form of a cone with a rectilinear or curvilinear generatrix, and the local cone angle can vary from 45 to 70 °.
  • the distance from the radial openings of the fuel supply to that part of the upper gas-dynamic insulator, which expands towards the compressor of the gas turbine engine, must be at least 2h, where h is the width of the annular gap of the combustion chamber with continuous detonation.
  • the longitudinal section of the annular channel of the lower gas-dynamic insulator in that part that expands towards the turbine of the gas turbine engine may be in the form of a cone with a rectilinear or curvilinear generatrix, and the local cone angle can vary from 15 to 45 °.
  • the distance from the radial openings of the fuel supply to that part of the upper gas-dynamic insulator, which expands towards the compressor of the gas turbine engine, should be at least R + 2h, where N is the height of the detonation wave in the combustion chamber with continuous detonation.
  • the holes / nozzles for supplying cooling air are designed so that the cooling air is supplied to the lower gas-dynamic insulator in the form of deeply penetrating jets.
  • the holes / nozzles for supplying cooling air can be annular or distributed.
  • the pressure drop across the holes / nozzles for supplying cooling air in the lower gas-dynamic insulator should preferably be critical or supercritical, i.e. the air velocity at the cut of the holes / nozzles in the most preferred embodiment should reach or exceed the local speed of sound.
  • FIG. 1A shows a diagram of the inventive device.
  • FIG. 16 shows a section aa of the inventive device.
  • FIG. 2a presents an example of the design scheme of the proposed device.
  • FIG. 26 shows a design diagram of a prototype device.
  • FIG. 3 shows the calculated dependences of the total pressure (P) on the dimensionless length (/// 0 ) of the combustion chamber in the proposed device (solid curve) and in the prototype device (dashed curve) without mixing cooling air (openings for supplying cooling air are closed).
  • FIG. 4a presents the results of comparative calculations of the local pressure in the combustion chamber (solid lines) and local pressure at the point of the upper gas-dynamic insulator farthest from the combustion chamber (dashed lines) in the proposed device.
  • FIG. 46 presents the results of comparative calculations of local pressure in the combustion chamber (solid lines) and local pressure at the point of the upper gas-dynamic insulator farthest from the combustion chamber (dashed lines) in the prototype device.
  • FIG. 1 shows a diagram of the inventive device.
  • the main element of the device is an annular combustion chamber (1) in the form of an annular gap of width h between the outer (2) and inner (3) cylindrical surfaces with the axis of symmetry (4), equipped with fuel supply channels (5) and fuel nozzles.
  • the thickness of the annular gap h must exceed the critical thickness of the gap in which self-sustaining detonation can propagate.
  • a detonation initiator is attached to the combustion chamber (1) (not shown in FIG. 1).
  • a lower gas-dynamic insulator Downstream from the combustion chamber (1), there is a lower gas-dynamic insulator consisting of an annular section (9) of length Lj with a gap of constant width h, which is a continuation of the combustion chamber (1), and an annular section of variable cross-section (10) with holes / nozzles for filing secondary air (I).
  • a nozzle apparatus of the first turbine stage (12) is connected to the lower gas-dynamic insulator.
  • the cooling air used to control the temperature level and the temperature field unevenness in front of the turbine is supplied from the compressor of the gas turbine engine (6) to the inner (13) and / or outer (14) annular channels, coaxial with the combustion chamber (1), and further, through holes (1 1), - into the lower gas-dynamic insulator.
  • Part of the upper gas-dynamic insulator (7) is made in the form of a tapering (in the direction of flow) annular channel with a rectilinear or curvilinear generatrix of the cone (Fig. 1 shows the case with a rectilinear generatrix of the cone with an angle at a vertex a).
  • an annular section (8) with a length L u of at least 2h and a constant annular gap width h is provided between the output section of the upper gas-dynamic insulator part (7) and the fuel supply openings .
  • Part of the lower gas-dynamic insulator (10) is made in the form of an expanding (in the direction of flow) annular channel with a rectilinear or curvilinear generatrix of the cone (Fig. 1 shows the case with a rectilinear generatrix of the cone with an angle at the apex ⁇ ).
  • an annular section (9) of length Ld of at least H + 2h with a constant width of the annular gap is provided between the inlet section of part (10) of the lower gas-dynamic insulator and the fuel supply openings h (H is the height of the detonation wave in the combustion chamber with continuous detonation).
  • the air flow in the inner (13) and / or outer (14) annular channels is arranged so that the pressure drop across the holes / nozzles (1 1) of the lower gas-dynamic insulator part (10) is preferably critical or supercritical, i.e. the air velocity at the cut of the holes / nozzles (1 1) in the most preferred embodiment reached or exceeded the local speed of sound.
  • the proposed device operates as follows.
  • Air is continuously supplied to the combustion chamber (1) from the compressor through the upper gas-dynamic insulator (7), (8), and fuel is supplied through the channels (5) with fuel nozzles.
  • the fuel supply is organized in such a way that a layer of a detonation-friendly fuel mixture of finite thickness H is formed above axial level of the location of the fuel nozzles.
  • the fuel components are fed into the combustion chamber in the form of mutually intersecting jets, and the axis of the holes of the fuel nozzles are made at an acute angle to the generatrix of the surface of the combustion chamber.
  • a knock initiator is used to initiate a detonation wave.
  • a stable wave configuration is formed in the combustion chamber in the form of one or several self-sustaining detonation waves running one after another, circulating at a constant speed in the annular layer of the fuel mixture.
  • the detonation products are continuously displaced downstream towards the turbine of the gas turbine engine.
  • oblique shock waves are attached to each detonation wave: one shock wave propagates upstream towards the compressor of the gas turbine engine, and the other downstream towards the turbine of the gas turbine engine.
  • Parts (8) and (7) of the upper gas-dynamic insulator are designed to gradually attenuate the shock wave that propagates upstream to an intensity acceptable for the compressor of the gas turbine engine, the length of the part (8) L u and the shape of the part (7) determined by changing the local angle of the cone, provide a continuous flow of air into the combustion chamber with a given mass flow rate.
  • Parts (9) and (10) of the lower gas-dynamic insulator are designed to gradually attenuate the shock wave that propagates downstream to an intensity acceptable for the turbine of the gas turbine engine, and to reduce the temperature level and uneven temperature field of the gas in front of the turbine of the gas turbine engine due to mixing the flow of detonation products with preferably sound or supersonic jets of cooling air continuously coming from the inner (13) and / or outer (14) annular channels Erez holes / nozzles (ii).
  • the length of the part (9) L d and the shape of the part (10), determined by the change in the local cone angle, ensure a continuous flow of the mixture of detonation products and cooling air into the turbine of the gas turbine engine with a given mass flow rate. Sound or supersonic flow of cooling air from the holes / nozzles (1 1) provides gas-dynamic isolation of the inner (13) and / or outer (14) annular channels from pressure disturbances generated in the combustion chamber with continuous detonation.
  • FIGS. 4a and 46 The results of comparative calculations of local pressure in the combustion chamber (solid lines) and local pressure at the point of the upper gas-dynamic insulator farthest from the combustion chamber (dashed lines) are presented in FIGS. 4a (proposed device) and 46 (prototype device). From a comparison of the dashed curves in FIG. 4a and 46 it is seen that the proposed device provides a weakening of pressure disturbances to an acceptable level of ⁇ 3% P W.
  • the mixing of the secondary air into the lower gas-dynamic insulator of the proposed device leads to a more significant decrease in temperature (up to 1600 K) and to a less uneven temperature field of the gas in front of the turbine than in the prototype device.
  • the proposed method and device provide stable operation of the combustion chamber with continuous detonation in the gas turbine engine with a significant increase in the thermodynamic efficiency of the duty cycle, expressed in the increase in total pressure, with the exception of the possibility of a slip of detonation from the combustion chamber with continuous detonation upstream, with an acceptable the level of pressure pulsations behind the last stage of the compressor of the gas turbine engine and before the first stage of the turbine of the gas turbine engine and with the ability to control the temperature and the uneven temperature field of the gas in front of the turbine of the gas turbine engine.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

Изобретение относится к способам и устройствам для сжигания газообразного или распыленного жидкого топлива, а именно, к газовой или капельной детонации и может быть использовано в газотурбинных двигателях, работающих на непрерывном детонационном горении. Предложены способ и устройство, обеспечивающие стабильное функционирование камеры сгорания с непрерывной детонацией в составе газотурбинного двигателя с существенным повышением термодинамической эффективности рабочего цикла, выражаемого в повышении полного давления, с исключением возможности проскока детонации из камеры сгорания с непрерывной детонацией вверх по потоку, с приемлемым уровнем пульсаций давления за последней ступенью компрессора газотурбинного двигателя и перед первой ступенью турбины газотурбинного двигателя и с возможностью регулирования температуры и неравномерности температурного поля газа перед турбиной газотурбинного двигателя.

Description

СПОСОБ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ДЕТОНАЦИИ В КАМЕРЕ
СГОРАНИЯ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ
Область техники
Изобретение относится к способам и устройствам для сжигания газообразного или распыленного жидкого топлива, а именно: к газовой или капельной детонации, и может быть использовано в газотурбинных двигателях, работающих на непрерывном детонационном горении.
Предшествующий уровень техники
Известно значительное число работ, посвященных камере сгорания с непрерывной детонацией для газотурбинных двигателей: Быковский Ф.А., Ждан С.А., Ведерников Е.Ф. // Физика горения и взрыва. 2005. Т. 41. N° 4. С. 99; Bykovskii F.A., Zhdan S.A., Vedernikov E.F. // J.Propulsion and Power. 2006. V. 22. M> 6. P. 1204; Быковский Ф.А., Ждан С. А., Ведерников Е.Ф. //ДАН. 2009. Т. 424. jYe 1. С. 40; Быковский Ф.А., Ждан С. А., Ведерников Е.Ф. // Физика горения и взрыва. 2009. Т. 45. >fo 5. С. 1 1 1 ; Быковский Ф.А., Ждан С.А., Ведерников Е.Ф. // Физика горения и взрыва. 2010. Т. 46. No 1. С. 60; Davidenko D.M., Gokalp I., Kudryavtsev A.N. // Deflagrative and Detonative Combust. / Eds. Roy G.D., Frolov S.M. Moscow: Torus Press, 2010. P. 27; Davidenko D.M., Gokalp I., Kudryavtsev A.N. // AIAA Paper 2008-2680. 2008; Kindracki J., Wolanski P., Gut Z. // Shock Waves. 201 l .V. 21. 14° 2. P. 75; Hishida M., Fujiwara Т., Wolanski P. // Shock Waves.2009. V. 19. Ж 1. P. 1 ; Ye-Tao Shao, Meng Liu, Jian'Ting Wang // Combust.Sci. and Technol. 2010. V. 182. P. 1586. Основное внимание исследователей и конструкторов направлено на организацию устойчивого рабочего процесса в камере сгорания с непрерывной детонацией при использовании разных топливных компонентов и разных давлений их непрерывной подачи в камеру сгорания. При этом в перечисленных работах не затрагиваются такие важные проблемы как повышение термодинамической эффективности рабочего процесса в камере сгорания с непрерывной детонацией, предотвращение проскока детонации вверх по потоку, а также согласование работы камеры сгорания с непрерывной детонацией с работой компрессора и турбины газотурбинного двигателя, заключающееся в обеспечении газодинамической изоляции компрессора и турбины от возмущений давления, порождаемых непрерывным детонационным горением в камере сгорания с непрерывной детонацией, а также обеспечении требуемого уровня температуры и неравномерности температурного поля газа перед турбиной газотурбинного двигателя. Необходимость решения этих проблем указана в работах Фролова СМ., Дубровского А.В. и Иванова B.C. Трехмерное численное моделирование рабочего процесса в камере сгорания с непрерывной детонацией // Химическая физика, 2012. Т. 31. ?. С.32-45 и Frolov S.M., Dubrovskii A.V., and Ivanov V. S. Three-dimensional numerical simulation of operation process in rotating detonation engine. In: Progress in propulsion physics. Eds. L. DeLuca, C. Bonnal, O. Haidn, and S. Frolov. EUCASS Advances in Aerospace Sciences Book Ser. EDP Sciences, TORUS PRESS, 2013, Vol. 4, pp. 467-488.
По своей технической сущности способ организации рабочего процесса в камере сгорания с непрерывной детонацией и устройство для его осуществления (прототип), рассмотренные в работе Frolov S.M., Dubrovskii A.V., and Ivanov V. S. Three-dimensional numerical simulation of operation process in rotating detonation engine. In: Progress in propulsion physics. Eds. L. DeLuca, C. Bonnal, O. Haidn, and S. Frolov. EUCASS Advances in Aerospace Sciences Book Ser. EDP Sciences, TORUS PRESS, 2013, Vol. 4, pp. 467-488, наиболее близки к предлагаемому изобретению.
В способе-прототипе предварительно перемешанные топливные компоненты подаются в камеру сгорания с непрерывной детонацией с низкими гидравлическими потерями через широкие отверстия в форсуночной головке, поэтому непрерывное детонационное горение в камере сгорания с непрерывной детонацией с одной детонационной волной, распространяющейся над форсуночной головкой в тангенциальном направлении, сопровождается повышением полного давления и, следовательно, повышением термодинамической эффективности рабочего цикла. Однако, при этом ввиду предварительного смешения топливных компонентов не исключается возможность проскока детонации вверх по потоку, а избыточное давление в ударных волнах, генерируемых в камере сгорания с непрерывной детонацией и проникающих, с одной стороны, вверх по потоку по направлению к компрессору газотурбинного двигателя через широкие отверстия форсуночной головки и, с другой стороны, вниз по потоку по направлению к турбине газотурбинного двигателя, достигает значений, при которых возникает угроза неустойчивой работы компрессора и неэффективной работы турбины газотурбинного двигателя. Ослабление этих возмущений давления в способе-прототипе, с одной стороны, осуществляется благодаря резкому расширению кольцевого зазора по направлению к компрессору газотурбинного двигателя в области, расположенной выше по течению от форсуночной головки камеры сгорания с непрерывной детонацией и ниже по течению от последней ступени компрессора, а с другой стороны, - благодаря увеличению длины камеры сгорания с непрерывной детонацией в осевом направлении, то есть увеличению расстояния от форсуночной головки до первой ступени турбины газотурбинного двигателя при сохранении постоянной ширины кольцевого зазора. Что касается температуры и неравномерности температурного поля газа перед турбиной, то эти величины в способе-прототипе либо не регулируются, либо регулируются разбавлением продуктов детонации охлаждающим воздухом.
Устройство, реализующее способ-прототип, включает кольцевую камеру сгорания с непрерывной детонацией с форсуночной головкой и присоединенными к ней верхним и нижним газодинамическими изоляторами. Верхний газодинамический изолятор представляет собой кольцевой цилиндрический канал с зазором постоянной ширины, расположенный между выходом из компрессора газотурбинного двигателя и кольцевой форсуночной головкой камеры сгорания с непрерывной детонацией, причем площадь поперечного сечения зазора в этом кольцевом канале превышает полную площадь поперечного сечения отверстий в форсуночной головке в 1.6 раз (при использовании щелевых отверстий в форсуночной головке) и в 3 раза (при использовании секционированных щелевых отверстий в форсуночной головке). Нижний газодинамический изолятор в одном исполнении (без регулирования температуры и неравномерности температурного поля газа перед турбиной) представляет собой кольцевой цилиндрический канал с зазором постоянной ширины, расположенный между выходом из камеры сгорания с непрерывной детонацией и первой ступенью турбины газотурбинного двигателя, причем площадь поперечного сечения зазора в этом кольцевом канале равна площади поперечного сечения кольцевого зазора камеры сгорания с непрерывной детонацией. В другом исполнении (с регулированием температуры и неравномерности температурного поля газа перед турбиной) нижний газодинамический изолятор представляет собой кольцевой цилиндрический канал с зазором постоянной ширины и с боковыми отверстиями для подачи струй охлаждающего воздуха, расположенный между выходом из камеры сгорания с непрерывной детонацией и первой ступенью турбины газотурбинного двигателя, причем площадь поперечного сечения зазора в этом кольцевом канале равна площади поперечного сечения кольцевого зазора камеры сгорания с непрерывной детонацией, а охлаждающий воздух подается из компрессора газотурбинного двигателя по дополнительному коаксиальному кольцевому каналу.
Расчёты, проведённые в работе Frolov S.M., Dubrovskii A.V., and Ivanov V. S. Three-dimensional numerical simulation of operation process in rotating detonation engine. In: Progress in propulsion physics. Eds. L. DeLuca, C. Bonnal, O. Haidn, and S. Frolov. EUCASS Advances in Aerospace Sciences Book Ser. EDP Sciences, TORUS PRESS, 2013, Vol. 4, pp. 467-488, показали, что применение кольцевой камеры сгорания с непрерывной детонацией, работающей на предварительно перемешанных топливных компонентах, с форсуночной головкой, верхним и нижним устройствами-изоляторами позволяет повысить полное давление в камере сгорания с одной детонационной волной, распространяющейся над форсуночной головкой в тангенциальном направлении, на 11%, однако газодинамические изоляторы не позволяют в достаточной мере ослабить возмущения давления, приходящие на последнюю ступень компрессора газотурбинного двигателя и на первую ступень турбины газотурбинного двигателя: амплитуда пульсаций давления на последней ступени компрессора газотурбинного двигателя достигает значений на уровне 40%-45% Р,„ (Рт - давление за последней ступенью компрессора газотурбинного двигателя) при использовании щелевых отверстий в форсуночной головке и 24%-27% Рт при использовании секционированных щелевых отверстий в форсуночной головке вместо допустимого значения в 3-5% (предельно допустимые низкочастотные пульсации давления можно оценить, исходя из коэффициента запаса устойчивости осевого компрессора к помпажу (не менее 12-15%) (см стр. 200, Авиационные газотурбинные двигатели / ММ Масленников, Ю.И Шальман.— М.: Машиностроение, 1975.— 576 с)), а амплитуда пульсаций давления на первой ступени турбины газотурбинного двигателя достигает значений на уровне 30%— 35% Рт, что может привести к существенному снижению коэффициента полезного действия турбины и разрушению лопаток. При этом расчетные значения среднемассовой температуры продуктов детонации Тт и неравномерности температурного поля газа перед турбиной (тах| - Тт\/Тт), Т - локальная температура в сечении) достигают недопустимо высоких значений: -2500 К и 10%> в отсутствие регулирования и -2000 К и 8% при регулировании с помощью разбавления продуктов детонации струями охлаждающего воздуха.
Что касается возможности проскока детонации из камеры сгорания с непрерывной детонацией в устройство-изолятор, то в расчетной работе Frolov S.M., Dubrovskii AN., and Ivanov V. S. Three-dimensional numerical simulation of operation process in rotating detonation engine. In: Progress in propulsion physics. Eds. L. DeLuca, C. Bonnal, O. Haidn, and S. Frolov. EUCASS Advances in Aerospace Sciences Book Ser. EDP Sciences, TORUS PRESS, 2013, Vol. 4, pp. 467-488 она исключалась искусственно: за счет «отключения» химических реакций в отверстиях форсуночной головки и в верхнем газодинамическом изоляторе, хотя размер отверстий в форсуночной головке был больше максимального зазора, требуемого для подавления детонации. Таким образом, способ и устройство, принятые в качестве прототипа данного изобретения, хотя и обеспечивают повышение термодинамической эффективности рабочего цикла, все же не исключают возможности проскока детонации вверх по потоку и не дают требуемого согласования параметров рабочего процесса в камеру сгорания с непрерывной детонацией, в компрессоре и в турбине газотурбинного двигателя, так как амплитуда возмущений давления, прошедших через верхний и нижний газодинамические изоляторы, а также уровень температуры и неравномерности температурного поля газа перед турбиной недопустимо высоки.
Раскрытие изобретения
Задачей изобретения является разработка такого способа организации рабочего процесса в камере сгорания с непрерывной детонацией в составе газотурбинного двигателя, при котором, с одной стороны, непрерывное детонационное горение в камере сгорания с непрерывной детонацией происходит с существенным повышением полного давления, а с другой стороны, исключается возможность проскока детонации из камеры сгорания с непрерывной детонацией вверх по потоку, обеспечивается требуемый уровень газодинамической изоляции компрессора и турбины от возмущений давления, порождаемых детонационным горением в камеру сгорания с непрерывной детонацией, а также обеспечиваются допустимые уровни температуры и неравномерности температурного поля газа перед турбиной, то есть обеспечивается согласованная работа камеры сгорания с непрерывной детонацией, компрессора и турбины газотурбинного двигателя.
Задачей изобретения является также создание устройства для осуществления способа организации рабочего процесса в камере сгорания с непрерывной детонацией в составе газотурбинного двигателя, которое, с одной стороны, обеспечит высокую термодинамическую эффективность рабочего цикла, благодаря повышению полного давления при непрерывном детонационном горении, а с другой стороны, исключит возможность проскока детонации из камеры сгорания с непрерывной детонацией вверх по потоку, обеспечит газодинамическую изоляцию компрессора и турбины от возмущений давления, порождаемых детонационным горением в камере сгорания с непрерывной детонацией, а также обеспечит допустимые уровни температуры и неравномерности температурного поля газа перед турбиной, то есть обеспечит согласованную работу камеры сгорания с непрерывной детонацией, компрессора и турбины газотурбинного двигателя.
Решение поставленной задачи достигается предлагаемыми:
- способом организации рабочего процесса в камере сгорания с непрерывной детонацией в составе газотурбинного двигателя, включающим непрерывную подачу топливных компонентов в кольцевую камеру сгорания, инициирование и распространение детонации в образовавшемся слое детонационноспособной смеси, ослабление возмущений давления, бегущих вверх и вниз по потоку от слоя с непрерывным детонационным горением и регулирование температуры и неравномерности температурного поля газа перед турбиной охлаждающим воздухом, в котором для предотвращения проскока детонации вверх по потоку топливные компоненты в камеру сгорания с непрерывной детонацией подаются раздельно в широкий кольцевой зазор в виде взаимно пересекающихся струй; для ослабления возмущений давления, бегущих от слоя с непрерывным детонационным горением вверх по потоку, используется расширение сечения по направлению к компрессору газотурбинного двигателя, причем расширение сечения начинается на некотором расстоянии вверх по потоку от топливных форсунок; для ослабления возмущений давления, бегущих от слоя с непрерывным детонационным горением вниз по потоку, и снижения уровня температуры и неравномерности температурного поля газа перед турбиной используется расширение сечения по направлению к турбине газотурбинного двигателя, причем расширение сечения начинается на некотором расстоянии вниз по потоку от топливных форсунок; для снижения гидравлических потерь и обеспечения повышения полного давления и термодинамической эффективности рабочего цикла воздух подается в осевом направлении непосредственно в широкий кольцевой зазор камеры сгорания с непрерывной детонацией; для непрерывного образования детонирующего слоя топливной смеси, а также для обеспечения одновременного распространения нескольких детонационных волн, бегущих друг за другом (что повышает равномерность энерговыделения), топливо подается через систему топливных форсунок в боковых стенках кольцевого зазора; для дополнительного регулирования температуры и неравномерности температурного поля газа перед турбиной охлаждающий воздух, перепускаемый из компрессора газотурбинного двигателя, подаётся в поток продуктов детонации на расширяющемся участке кольцевого канала перед турбиной газотурбинного двигателя.
Отверстия/сопла для подачи охлаждающего воздуха выполнены так, чтобы охлаждающий воздух подавался в нижний газодинамический изолятор в виде глубоко проникающих струй.
Перепад давления на отверстиях/соплах для подачи охлаждающего воздуха в нижнем газодинамическом изоляторе должен предпочтительнее быть критическим или сверхкритическим, т.е. скорость воздуха на срезе отверстий/сопел в наиболее предпочтительном варианте должна достигать или превышать местную скорость звука.
- устройством для осуществления способа организации рабочего процесса в камере сгорания с непрерывной детонацией в составе газотурбинного двигателя, включающим камеру сгорания, систему непрерывной подачи топливных компонентов, инициатор детонации, верхний и нижний газодинамические изоляторы и дополнительный коаксиальный кольцевой канал для подачи охлаждающего воздуха из компрессора газотурбинного двигателя, в котором воздух подается в осевом направлении камеры сгорания с непрерывной детонацией непосредственно в широкий кольцевой зазор; топливо подается через систему топливных форсунок в боковых стенках кольцевого зазора; верхний газодинамический изолятор представляет собой кольцевой канал конечной длины с расширением сечения по направлению к компрессору газотурбинного двигателя, причем канал расположен на некотором расстоянии вверх по потоку от топливных форсунок; нижний газодинамический изолятор представляет собой кольцевой канал конечной длины с расширением сечения по направлению к турбине газотурбинного двигателя и боковыми отверстиями для регулирования температуры продуктов детонации и неравномерности температурного поля газа перед турбиной посредством подачи охлаждающего воздуха, причем канал расположен на некотором расстоянии вниз по потоку от топливных форсунок, а отверстия/сопла для подачи охлаждающего воздуха расположены на расширяющемся участке кольцевого канала перед турбиной газотурбинного двигателя.
Для локализации детонирующего слоя ниже по течению от системы топливных форсунок оси отверстий топливных форсунок выполнены под острым углом к образующей поверхности камеры сгорания, так, что вектор скорости топлива на срезе форсуночного отверстия имеет не только радиальную, но и осевую составляющую, направленную вниз по потоку.
Отверстия топливных форсунок могут быть выполнены либо на внутренней, либо на внешней, либо на обеих стенках камеры сгорания с непрерывной детонацией.
Отверстия топливных форсунок на обеих стенках камеры сгорания с непрерывной детонацией могут быть расположены регулярно (друг напротив друга) или в «шахматном» порядке.
Продольное сечение кольцевого канала верхнего газодинамического изолятора в той его части, которая расширяется по направлению к компрессору газотурбинного двигателя, может иметь форму конуса с прямолинейной или криволинейной образующей, причем локальный угол конуса может изменяться в пределах от 45 до 70°.
Расстояние от радиальных отверстий подачи топлива до той части верхнего газодинамического изолятора, которая расширяется по направлению к компрессору газотурбинного двигателя, должно составлять не менее 2h, где h - ширина кольцевого зазора камеры сгорания с непрерывной детонацией.
Продольное сечение кольцевого канала нижнего газодинамического изолятора в той его части, которая расширяется по направлению к турбине газотурбинного двигателя, может иметь форму конуса с прямолинейной или криволинейной образующей, причем локальный угол конуса может изменяться в пределах от 15 до 45°.
Расстояние от радиальных отверстий подачи топлива до той части верхнего газодинамического изолятора, которая расширяется по направлению к компрессору газотурбинного двигателя, должно составлять не менее Я + 2h, где Н - высота детонационной волны в камере сгорания с непрерывной детонацией.
Отверстия/сопла для подачи охлаждающего воздуха выполнены так, чтобы охлаждающий воздух подавался в нижний газодинамический изолятор в виде глубоко проникающих струй.
Отверстия/сопла для подачи охлаждающего воздуха могут быть кольцевыми или распределенными.
Перепад давления на отверстиях/соплах для подачи охлаждающего воздуха в нижнем газодинамическом изоляторе должен быть предпочтительно критическим или сверхкритическим, т.е. скорость воздуха на срезе отверстий/сопел в наиболее предпочтительном варианте должна достигать или превышать местную скорость звука. Краткое описание чертежей
На фиг. 1а приведена схема заявляемого устройства.
На фиг. 16 приведено сечение А- А заявляемого устройства.
На фиг. 2а представлен пример расчётной схемы предлагаемого устройства. На фиг. 26 представлена расчетная схема устройства-прототипа.
На фиг. 3 представлены расчетные зависимости полного давления (Р) от безразмерной длины (///0) камеры сгорания в предлагаемом устройстве (сплошная кривая) и в устройстве-прототипе (штриховая кривая) без подмешивания охлаждающего воздуха (отверстия для подачи охлаждающего воздуха закрыты).
На фиг. 4а представлены результаты сравнительных расчётов локального давления в камере сгорания (сплошные линии) и локального давления в точке верхнего газодинамического изолятора, наиболее удаленной от камеры сгорания (штриховые линии), в предлагаемом устройстве.
На фиг. 46 представлены результаты сравнительных расчётов локального давления в камере сгорания (сплошные линии) и локального давления в точке верхнего газодинамического изолятора, наиболее удаленной от камеры сгорания (штриховые линии), в устройстве-прототипе.
Вариант осуществления изобретения
На фиг. 1 приведена схема заявляемого устройства.
Основной элемент устройства - кольцевая камера сгорания (1) в виде кольцевого зазора шириной h между внешней (2) и внутренней (3) цилиндрическими поверхностями с осью симметрии (4), оборудованная каналами подачи топлива (5) и топливными форсунками. Толщина кольцевого зазора h должна превышать критическую толщину зазора, в котором возможно распространение самоподдерживающейся детонации. Воздух в камеру сгорания поступает из спрямляющего аппарата последней ступени компрессора (6) через верхний газодинамический изолятор, состоящий из кольцевого участка переменного сечения (7) и кольцевого участка (8) длиной Lu с зазором постоянной ширины h, являющегося продолжением камеры сгорания (1). К камере сгорания (1) присоединен инициатор детонации (на фиг. 1 не показан). Ниже по течению от камеры сгорания (1) расположен нижний газодинамический изолятор, состоящий из кольцевого участка (9) длиной Lj с зазором постоянной ширины h, являющегося продолжением камеры сгорания (1), и кольцевого участка переменного сечения (10) с отверстиями/соплами для подачи вторичного воздуха (И). К нижнему газодинамическому изолятору присоединен сопловой аппарат первой ступени турбины (12). Охлаждающий воздух, используемый для регулирования уровня температуры и неравномерности температурного поля перед турбиной, поступает от компрессора газотурбинного двигателя (6) во внутренний (13) и/или внешний (14) кольцевые каналы, коаксиальные с камерой сгорания (1), и далее, через отверстия (1 1), - в нижний газодинамический изолятор.
Часть верхнего газодинамического изолятора (7) выполнена в виде сужающегося (по направлению течения) кольцевого канала с прямолинейной или криволинейной образующей конуса (на фиг. 1 показан случай с прямолинейной образующей конуса с углом при вершине а). Для повышения эффективности ослабления возмущений давления, распространяющихся вверх по потоку от камеры сгорания с непрерывной детонацией, между выходным сечением части (7) верхнего газодинамического изолятора и отверстиями подачи топлива предусмотрен кольцевой участок (8) длиной Lu не менее 2h с постоянной шириной кольцевого зазора h.
Часть нижнего газодинамического изолятора (10) выполнена в виде расширяющегося (по направлению течения) кольцевого канала с прямолинейной или криволинейной образующей конуса (на фиг. 1 показан случай с прямолинейной образующей конуса с углом при вершине β). Для повышения эффективности ослабления возмущений давления, распространяющихся вниз по потоку от камеры сгорания с непрерывной детонацией, между входным сечением части (10) нижнего газодинамического изолятора и отверстиями подачи топлива предусмотрен кольцевой участок (9) длиной Ld не менее Н + 2h с постоянной шириной кольцевого зазора h (H - высота детонационной волны в камере сгорания с непрерывной детонацией).
Течение воздуха во внутреннем (13) и/или внешнем (14) кольцевых каналах организовано так, чтобы перепад давления на отверстиях/соплах (1 1) части (10) нижнего газодинамического изолятора был предпочтительно критическим или сверхкритическим, т.е. скорость воздуха на срезе отверстий/сопел (1 1) в наиболее предпочтительном варианте достигала или превышала местную скорость звука.
Предлагаемое устройство работает следующим образом.
Воздух в камеру сгорания (1) непрерывно подается из компрессора через верхний газодинамический изолятор (7), (8), а топливо - через каналы (5) с топливными форсунками. Подача топлива организована таким образом, чтобы слой детонационноспособной топливной смеси конечной толщины Н формировался выше осевого уровня расположения топливных форсунок. Для этого топливные компоненты подаются в камеру сгорания в виде взаимно пересекающихся струй, причем оси отверстий топливных форсунок выполнены под острым углом к образующей поверхности камеры сгорания.
Для инициирования детонационной волны используется инициатор детонации.
После кратковременного переходного периода в камере сгорания образуется устойчивая волновая конфигурация в виде одной или нескольких бегущих друг за другом самоподдерживающихся детонационных волн, циркулирующих с постоянной скоростью в кольцевом слое топливной смеси. При этом продукты детонации непрерывно вытесняются вниз по потоку по направлению к турбине газотурбинного двигателя. На свободных границах кольцевого слоя топливной смеси к каждой детонационной волне присоединены косые ударные волны: одна ударная волна распространяется вверх по потоку по направлению к компрессору газотурбинного двигателя, а другая - вниз по потоку по направлению к турбине газотурбинного двигателя.
Части (8) и (7) верхнего газодинамического изолятора предназначены для постепенного ослабления той ударной волны, которая распространяется вверх по потоку, до интенсивности, допустимой для компрессора газотурбинного двигателя, причем длина части (8) Lu и форма части (7), определяемая изменением локального угла конуса, обеспечивают непрерывное течение воздуха в камеру сгорания с заданным массовым расходом. Части (9) и (10) нижнего газодинамического изолятора предназначены для постепенного ослабления той ударной волны, которая распространяется вниз по потоку, до интенсивности, допустимой для турбины газотурбинного двигателя, и для снижения уровня температуры и неравномерности температурного поля газа перед турбиной газотурбинного двигателя за счет смешения потока продуктов детонации с предпочтительно звуковыми или сверхзвуковыми струями охлаждающего воздуха, непрерывно поступающими из внутреннего (13) и/или внешнего (14) кольцевых каналов через отверстия/сопла (И). Длина части (9) Ld и форма части (10), определяемая изменением локального угла конуса, обеспечивают непрерывное течение смеси продуктов детонации и охлаждающего воздуха в турбину газотурбинного двигателя с заданным массовым расходом. Звуковое или сверхзвуковое истечение охлаждающего воздуха из отверстий/сопел (1 1) обеспечивает газодинамическую изоляцию внутреннего (13) и/или внешнего (14) кольцевых каналов от возмущений давления, генерируемых в камере сгорания с непрерывной детонацией.
Приводим пример сравнительного трехмерного газодинамического расчёта работы предлагаемого устройства с раздельной подачей топливных компонентов - топлива (Т) и воздуха (О) - и устройства-прототипа с подачей предварительно перемешанных топливных компонентов - стехиометрической топливно-воздушной смеси (Т+О) - для демонстрации преимуществ предлагаемого способа организации рабочего процесса в камере сгорания с непрерывной детонацией в составе газотурбинного двигателя с компрессором, имеющим степень сжатия 9. В качестве топлива в расчетном примере использовался водород. Ширина зазора h принималась равной 23 мм. Расчётные схемы предлагаемого устройства и устройства-прототипа представлены на фигуре 2а и фигуре 26 соответственно. Результаты расчета для устройства-прототипа заимствованы из работы Frolov S.M., Dubrovskii A.V., and Ivanov V. S. Three-dimensional numerical simulation of operation process in rotating detonation engine. In: Progress in propulsion physics. Eds. L. DeLuca, C. Bonnal, O. Haidn, and S. Frolov. EUCASS Advances in Aerospace Sciences Book Ser. EDP Sciences, TORUS PRESS, 2013, Vol. 4, pp. 467-488.
Расчетные распределения полного давления по длине камеры сгорания в предлагаемом устройстве и в устройстве-прототипе без подмешивания охлаждающего воздуха (отверстия для подачи охлаждающего воздуха закрыты) представлены на фиг. 3. Видно, что в предлагаемом устройстве достигается большее повышение полного давления (-15%), т.е. оно обеспечивает большую термодинамическую эффективность рабочего цикла.
Результаты сравнительных расчётов локального давления в камере сгорания (сплошные линии) и локального давления в точке верхнего газодинамического изолятора, наиболее удаленной от камеры сгорания (штриховые линии), представлены на фигуре 4а (предлагаемое устройство) и 46 (устройство-прототип). Из сравнения штриховых кривых на фиг. 4а и 46 видно, что предлагаемое устройство обеспечивает ослабление возмущений давления до допустимого уровня ~3%РШ.
Применение расширяющейся части в нижнем газодинамическом изоляторе в предлагаемом устройстве (без подмешивания охлаждающего воздуха) приводит к снижению амплитуды пульсаций давления перед турбиной до 10-12% Рт вместо 30%- 35% Р,„ в устройстве-прототипе при распространении в камере сгорания с непрерывной детонацией одной детонационной волны. При одновременном распространении двух детонационных волн в камере сгорания с непрерывной детонацией предлагаемого устройства расчетная амплитуда пульсаций давления перед турбиной снижается до 5- 6% Р,„.
Подмешивание вторичного воздуха в нижний газодинамический изолятор предлагаемого устройства приводит к более значительному снижению температуры (до 1600 К) и к меньшей неравномерности температурного поля газа перед турбиной, чем в устройстве-прототипе.
Таким образом, предложенные способ и устройство обеспечивают стабильное функционирование камеры сгорания с непрерывной детонацией в составе газотурбинного двигателя с существенным повышением термодинамической эффективности рабочего цикла, выражаемого в повышении полного давления, с исключением возможности проскока детонации из камеры сгорания с непрерывной детонацией вверх по потоку, с приемлемым уровнем пульсаций давления за последней ступенью компрессора газотурбинного двигателя и перед первой ступенью турбины газотурбинного двигателя и с возможностью регулирования температуры и неравномерности температурного поля газа перед турбиной газотурбинного двигателя.

Claims

Формула изобретения
Пункт 1. Способ организации рабочего процесса в камере сгорания с непрерывной детонацией в составе газотурбинного двигателя, включающий непрерывную подачу топливных компонентов в кольцевую камеру сгорания, инициирование и распространение детонации в образовавшемся слое детонационноспособной смеси, ослабление возмущений давления, бегущих вверх и вниз по потоку от слоя с непрерывным детонационным горением и регулирование температуры и неравномерности температурного поля газа перед турбиной охлаждающим воздухом, отличающийся тем, что для предотвращения проскока детонации вверх по потоку топливные компоненты в камере сгорания с непрерывной детонацией подаются раздельно в широкий кольцевой зазор в виде взаимно пересекающихся струй; для ослабления возмущений давления, бегущих от слоя с непрерывным детонационным горением вверх по потоку, используется расширение сечения по направлению к компрессору газотурбинного двигателя, причем расширение сечения начинается на некотором расстоянии вверх по потоку от топливных форсунок, а для ослабления возмущений давления, бегущих от слоя с непрерывным детонационным горением вниз по потоку, и снижения уровня температуры и неравномерности температурного поля газа перед турбиной используется расширение сечения по направлению к турбине газотурбинного двигателя, причем расширение сечения начинается на некотором расстоянии вниз по потоку от топливных форсунок.
Пункт 2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что для снижения гидравлических потерь и обеспечения повышения полного давления и термодинамической эффективности рабочего цикла воздух подается в осевом направлении непосредственно в широкий кольцевой зазор камеры сгорания с непрерывной детонацией.
Пункт 3. Способ по п. 1 , отличающийся тем, что для непрерывного образования детонирующего слоя топливной смеси, а также для обеспечения одновременного распространения нескольких детонационных волн, бегущих друг за другом, топливо подается через систему топливных форсунок в боковых стенках кольцевого зазора.
Пункт 4. Способ по п. 1 , отличающийся тем, что для дополнительного регулирования температуры и неравномерности температурного поля газа перед турбиной охлаждающий воздух, перепускаемый из компрессора газотурбинного двигателя, подаётся в поток продуктов детонации на расширяющемся участке кольцевого канала перед турбиной газотурбинного двигателя.
Пункт 5. Устройство для осуществления способа организации рабочего процесса в камере сгорания с непрерывной детонацией в составе газотурбинного двигателя, включающим камеру сгорания, систему непрерывной подачи топливных компонентов, инициатор детонации, верхний и нижний газодинамические изоляторы и дополнительный коаксиальный кольцевой канал для подачи охлаждающего воздуха из компрессора газотурбинного двигателя, отличающееся тем, что воздух подается в осевом направлении камеры сгорания с непрерывной детонацией непосредственно в широкий кольцевой зазор, а топливо подается через систему топливных форсунок в боковых стенках кольцевого зазора; верхний газодинамический изолятор представляет собой кольцевой канал конечной длины с расширением сечения по направлению к компрессору газотурбинного двигателя, причем канал расположен на некотором расстоянии вверх по потоку от топливных форсунок; нижний газодинамический изолятор представляет собой кольцевой канал конечной длины с расширением сечения по направлению к турбине газотурбинного двигателя и боковыми отверстиями для регулирования температуры продуктов детонации и неравномерности температурного поля газа перед турбиной посредством подачи охлаждающего воздуха, причем канал расположен на некотором расстоянии вниз по потоку от топливных форсунок, а отверстия/сопла для подачи охлаждающего воздуха расположены на расширяющемся участке кольцевого канала перед турбиной газотурбинного двигателя.
Пункт 6. Устройство по п.5, отличающееся тем, что для локализации детонирующего слоя ниже по течению от системы топливных форсунок оси отверстий топливных форсунок выполнены под острым углом к образующей поверхности камеры сгорания.
Пункт 7. Устройство по п.6, отличающееся тем, что отверстия топливных форсунок могут быть выполнены либо на внутренней, либо на внешней, либо на обеих стенках камеры сгорания с непрерывной детонацией.
Пункт 8. Устройство по п.6, отличающееся тем, что в случае расположения отверстий топливных форсунок на обеих стенках камеры сгорания с непрерывной детонацией они могут быть расположены регулярно (друг напротив друга) или в «шахматном» порядке.
Пункт 9. Устройство по п.5, отличающееся тем, что продольное сечение кольцевого канала верхнего газодинамического изолятора в той его части, которая расширяется по направлению к компрессору газотурбинного двигателя, может иметь форму конуса с прямолинейной или криволинейной образующей, причем локальный угол конуса может изменяться в пределах от 45 до 70°.
Пункт 10. Устройство по п.9, отличающееся тем, что расстояние от топливных форсунок до той части верхнего газодинамического изолятора, которая расширяется по направлению к компрессору газотурбинного двигателя, должно составлять не менее 2h, где h - ширина кольцевого зазора камеры сгорания с непрерывной детонацией, превышающая критическую толщину зазора, в котором еще возможно распространение самоподдерживающейся детонации.
Пункт 1 1. Устройство по п.5, отличающееся тем, что продольное сечение кольцевого канала нижнего газодинамического изолятора в той его части, которая расширяется по направлению к турбине газотурбинного двигателя, может иметь форму конуса с прямолинейной или криволинейной образующей, причем локальный угол конуса может изменяться в пределах от 15 до 45°.
Пункт 12. Устройство по п.1 1 , отличающееся тем, что расстояние от топливных форсунок до той части верхнего газодинамического изолятора, которая расширяется по направлению к компрессору газотурбинного двигателя, должно составлять не менее Н + 2h, где Н - высота детонационной волны в камеры сгорания с непрерывной детонацией.
Пункт 13. Устройство по п.П , отличающееся тем, что отверстия/сопла для подачи охлаждающего воздуха выполнены так, чтобы охлаждающий воздух подавался в нижний газодинамический изолятор в виде глубоко проникающих струй.
Пункт 14. Устройство по п.П , отличающееся тем, что отверстия/сопла для подачи охлаждающего воздуха могут быть кольцевыми или распределенными.
Пункт 15. Устройство по п. П , отличающееся тем, что перепад давления на отверстиях/соплах для подачи охлаждающего воздуха в нижнем газодинамическом изоляторе должен быть предпочтительно критическим или сверхкритическим, т.е. скорость воздуха на срезе отверстий/сопел в наиболее предпочтительном варианте должна достигать или превышать местную скорость звука.
PCT/RU2013/000374 2013-04-30 2013-04-30 Способ и устройство для детонации в камере сгорания газотурбинного двигателя WO2014178746A1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
PCT/RU2013/000374 WO2014178746A1 (ru) 2013-04-30 2013-04-30 Способ и устройство для детонации в камере сгорания газотурбинного двигателя

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
PCT/RU2013/000374 WO2014178746A1 (ru) 2013-04-30 2013-04-30 Способ и устройство для детонации в камере сгорания газотурбинного двигателя

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2014178746A1 true WO2014178746A1 (ru) 2014-11-06

Family

ID=51843749

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/RU2013/000374 WO2014178746A1 (ru) 2013-04-30 2013-04-30 Способ и устройство для детонации в камере сгорания газотурбинного двигателя

Country Status (1)

Country Link
WO (1) WO2014178746A1 (ru)

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2674172C1 (ru) * 2017-07-11 2018-12-05 Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Турбореактивный двигатель и способ его работы
CN111639401A (zh) * 2020-05-13 2020-09-08 中国航发贵阳发动机设计研究所 一种用涡轮后温度场计算涡轮前温度场的方法
US10969107B2 (en) 2017-09-15 2021-04-06 General Electric Company Turbine engine assembly including a rotating detonation combustor
US11149954B2 (en) 2017-10-27 2021-10-19 General Electric Company Multi-can annular rotating detonation combustor
CN115164235A (zh) * 2022-07-25 2022-10-11 西北工业大学 一种利用爆震波径向膨胀的旋转爆震燃烧室

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2003923C1 (ru) * 1990-08-06 1993-11-30 Институт гидродинамики им.М.А.Лаврентьева СО РАН Способ сжигани топлива
US20050284127A1 (en) * 2004-06-29 2005-12-29 Akihiro Tobita Detonation engine and flying object provided therewith
RU2357093C2 (ru) * 2003-12-08 2009-05-27 Дженерал Электрик Компани Двухступенчатое пульсирующее детонационное устройство

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2003923C1 (ru) * 1990-08-06 1993-11-30 Институт гидродинамики им.М.А.Лаврентьева СО РАН Способ сжигани топлива
RU2357093C2 (ru) * 2003-12-08 2009-05-27 Дженерал Электрик Компани Двухступенчатое пульсирующее детонационное устройство
US20050284127A1 (en) * 2004-06-29 2005-12-29 Akihiro Tobita Detonation engine and flying object provided therewith

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2674172C1 (ru) * 2017-07-11 2018-12-05 Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Турбореактивный двигатель и способ его работы
US10969107B2 (en) 2017-09-15 2021-04-06 General Electric Company Turbine engine assembly including a rotating detonation combustor
US11149954B2 (en) 2017-10-27 2021-10-19 General Electric Company Multi-can annular rotating detonation combustor
CN111639401A (zh) * 2020-05-13 2020-09-08 中国航发贵阳发动机设计研究所 一种用涡轮后温度场计算涡轮前温度场的方法
CN111639401B (zh) * 2020-05-13 2023-10-27 中国航发贵阳发动机设计研究所 一种用涡轮后温度场计算涡轮前温度场的方法
CN115164235A (zh) * 2022-07-25 2022-10-11 西北工业大学 一种利用爆震波径向膨胀的旋转爆震燃烧室
CN115164235B (zh) * 2022-07-25 2023-08-25 西北工业大学 一种利用爆震波径向膨胀的旋转爆震燃烧室

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US7669406B2 (en) Compact, low pressure-drop shock-driven combustor and rocket booster, pulse detonation based supersonic propulsion system employing the same
US7980056B2 (en) Methods and apparatus for controlling air flow within a pulse detonation engine
US11761635B2 (en) Rotating detonation engines and related devices and methods
US8539752B2 (en) Integrated deflagration-to-detonation obstacles and cooling fluid flow
CN104913340B (zh) 用于控制燃烧***中的燃烧动力的***及方法
US6983586B2 (en) Two-stage pulse detonation system
CN106352372B (zh) 一种超声速爆震燃烧室及其起爆与自持控制方法
EP2884184A1 (en) Tuned cavity rotating detonation combustion system
RU2674172C1 (ru) Турбореактивный двигатель и способ его работы
WO2014178746A1 (ru) Способ и устройство для детонации в камере сгорания газотурбинного двигателя
US20070180832A1 (en) Compact, low pressure-drop shock-driven combustor
US20110126511A1 (en) Thrust modulation in a multiple combustor pulse detonation engine using cross-combustor detonation initiation
JP2011047638A (ja) デフラグレーションからデトネーションへの遷移を向上させるためのパルスデトネーション燃焼器構成
EP2917644A1 (en) Pressure-gain combustion apparatus and method
US7685806B2 (en) Method and apparatus for supersonic and shock noise reduction in aircraft engines using pneumatic corrugations
WO2016060581A1 (ru) Устройство и способ организации рабочего процесса реактивного двигателя
US11236908B2 (en) Fuel staging for rotating detonation combustor
CN109322761B (zh) 高马赫数飞行中发动机环形燃烧室及螺旋斜爆震燃烧方法
US20220275943A1 (en) Pulse detonation combustion system
US2771743A (en) Gas-turbine engine with reheat combustion equipment
RU2573427C2 (ru) Способ сжигания топливо-воздушной смеси и прямоточный воздушно-реактивный двигатель со спиновой детонационной волной
US6571549B1 (en) Jet noise suppressor
Lin et al. Study of thrust vector control for the rotating detonation model engine
CN117128107A (zh) 一种双模爆震推力室
RU2620736C1 (ru) Способ организации рабочего процесса в турбореактивном двигателе с непрерывно-детонационной камерой сгорания и устройство для его осуществления

Legal Events

Date Code Title Description
NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 13883808

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

122 Ep: pct application non-entry in european phase

Ref document number: 13883808

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1