RU178988U1 - Supersonic ramjet engine - Google Patents
Supersonic ramjet engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU178988U1 RU178988U1 RU2017132966U RU2017132966U RU178988U1 RU 178988 U1 RU178988 U1 RU 178988U1 RU 2017132966 U RU2017132966 U RU 2017132966U RU 2017132966 U RU2017132966 U RU 2017132966U RU 178988 U1 RU178988 U1 RU 178988U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- air
- supersonic
- combustion chamber
- combustion
- engine
- Prior art date
Links
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims abstract description 96
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims abstract description 65
- 239000000203 mixture Substances 0.000 claims abstract description 50
- 239000003999 initiator Substances 0.000 claims abstract description 12
- 238000004891 communication Methods 0.000 claims abstract description 4
- 238000005474 detonation Methods 0.000 abstract description 21
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 abstract description 2
- 230000035939 shock Effects 0.000 description 14
- 230000005855 radiation Effects 0.000 description 6
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 4
- 239000003989 dielectric material Substances 0.000 description 3
- 230000033228 biological regulation Effects 0.000 description 2
- 230000008859 change Effects 0.000 description 2
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 2
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 2
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 2
- 230000000977 initiatory effect Effects 0.000 description 2
- 239000007800 oxidant agent Substances 0.000 description 2
- 230000001902 propagating effect Effects 0.000 description 2
- 230000009467 reduction Effects 0.000 description 2
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 description 2
- 238000005507 spraying Methods 0.000 description 2
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 2
- 229920000049 Carbon (fiber) Polymers 0.000 description 1
- 108700043492 SprD Proteins 0.000 description 1
- 229910000831 Steel Inorganic materials 0.000 description 1
- 230000009471 action Effects 0.000 description 1
- 238000004458 analytical method Methods 0.000 description 1
- QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N atomic oxygen Chemical compound [O] QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 239000004917 carbon fiber Substances 0.000 description 1
- 239000000919 ceramic Substances 0.000 description 1
- 239000004020 conductor Substances 0.000 description 1
- 230000001276 controlling effect Effects 0.000 description 1
- 238000004200 deflagration Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 1
- 239000002828 fuel tank Substances 0.000 description 1
- 230000001788 irregular Effects 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 description 1
- VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N methane Chemical compound C VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 230000008520 organization Effects 0.000 description 1
- 229910052760 oxygen Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000001301 oxygen Substances 0.000 description 1
- 230000000737 periodic effect Effects 0.000 description 1
- 230000002028 premature Effects 0.000 description 1
- 230000008569 process Effects 0.000 description 1
- 230000001141 propulsive effect Effects 0.000 description 1
- 239000010959 steel Substances 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K7/00—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof
- F02K7/10—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof characterised by having ram-action compression, i.e. aero-thermo-dynamic-ducts or ram-jet engines
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)
Abstract
Полезная модель относится к авиационному двигателестроению, а именно к сверхзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателям, и может быть использована в двигательных установках сверхзвуковых и гиперзвуковых летательных аппаратов, в частности воздушно-космических самолетов. Двигатель содержит последовательно состыкованные сверхзвуковой воздухозаборник, сверхзвуковую камеру сгорания и сверхзвуковое сопло, размещенные в воздухозаборнике топливные форсунки, а также расположенный в проточной части камеры сгорания воспламенитель топливовоздушной смеси и устройство поджига. Воспламенитель топливовоздушной смеси выполнен в виде вкладыша, имеющего форму трубы и размещенного в проточной части камеры сгорания на ее стенке. Полость вкладыша сообщена со сверхзвуковым воздухозаборником и сверхзвуковым соплом. Двигатель оснащен инициатором горения топливовоздушной смеси, установленным на входе проточной части камеры сгорания. Полезная модель направлена на повышение кпд двигателя за счет улучшения условий поджига и сгорания топливовоздушной смеси в камере сгорания в ее проточной части в режиме недосжатой детонации, а также за счет уменьшения сопротивления проходящего через проточную часть камеры сгорания потока топливовоздушной смеси и продуктов ее сгорания. 1 ил.The utility model relates to aircraft engine manufacturing, namely to supersonic ramjet engines, and can be used in propulsion systems of supersonic and hypersonic aircraft, in particular aerospace aircraft. The engine contains a supersonic air intake, a supersonic combustion chamber and a supersonic nozzle, fuel nozzles located in the air intake, as well as an igniter of the air-fuel mixture and an ignition device located in the flow part of the combustion chamber. The igniter of the air-fuel mixture is made in the form of a liner having the shape of a pipe and placed in the flow part of the combustion chamber on its wall. The liner cavity is in communication with a supersonic air intake and a supersonic nozzle. The engine is equipped with an air-fuel combustion initiator installed at the inlet of the flow part of the combustion chamber. The utility model is aimed at increasing the efficiency of the engine by improving the conditions of ignition and combustion of the air-fuel mixture in the combustion chamber in its flowing part in the mode of uncompressed detonation, as well as by reducing the resistance of the flow of the air-fuel mixture passing through the flowing part of the combustion chamber and its combustion products. 1 ill.
Description
Полезная модель относится к авиационному двигателестроению, а именно к сверхзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателям (СПВРД), и может быть использована в двигательных установках сверхзвуковых и гиперзвуковых летательных аппаратов, в частности воздушно-космических самолетов (ВКС).The utility model relates to aircraft engine manufacturing, namely to supersonic ramjet engines (SPVRD), and can be used in propulsion systems of supersonic and hypersonic aircraft, in particular aerospace aircraft (VKS).
Известно, что гиперзвуковые и сверхзвуковые летательные аппараты на определенном участке траектории полета используют для организации горения в камере сгорания двигателя в качестве окислителя атмосферный кислород. По мере увеличения скорости полета, начиная с некоторых скоростей, необходимо реализовать работу двигателя в режиме сверхзвукового горения топливовоздушной смеси, иначе потери тяги будут слишком большими в результате уменьшения пропульсивного коэффициента полезного действия (КПД). Например, при скорости полета, соответствующей числу Маха (М) (отношение скорости полета к местной скорости звука) М=6, в случае использования для организации горения топливовоздушной смеси в двигателе традиционного для воздушно-реактивных двигателей термодинамического цикла Брайтона (цикл сгорания топлива при постоянном давлении), оптимальная скорость топливовоздушной смеси в камере сгорания двигателя будет соответствовать числу Маха М=1,8.It is known that hypersonic and supersonic aircraft in a certain section of the flight path are used to organize atmospheric oxygen as an oxidizing agent in the combustion chamber of an engine. As the flight speed increases, starting at some speeds, it is necessary to implement the engine in supersonic combustion of the air-fuel mixture, otherwise the thrust loss will be too large as a result of a decrease in propulsive efficiency (Efficiency). For example, at a flight speed corresponding to the Mach number (M) (the ratio of the flight speed to the local speed of sound) M = 6, if the air-fuel mixture is used in the engine for the organization of the traditional Brighton thermodynamic cycle (combustion cycle at a constant pressure), the optimal speed of the air-fuel mixture in the combustion chamber of the engine will correspond to the Mach number M = 1.8.
Одним из перспективных направлений совершенствования СПВРД является переход от термодинамического цикла Брайтона к термодинамическому циклу детонационного горения топливовоздушной смеси (Фике-Джакобса). Применение термодинамического цикла детонационного горения при прочих равных условиях обеспечивает увеличение КПД двигателя на 15-25% во всем диапазоне скоростей полета ВКС. Такие условия горения уже нашли применение в современных СПВРД. Отличие термодинамического цикла Фике-Джакобса состоит в том, что подвод тепла к рабочему телу (топливовоздушной смеси) при детонационном горении в камере сгорания происходит по адиабате Рэнкина-Гюгонио. Цикл Фике-Джакобса превосходит по термодинамической эффективности цикл Хамфри и значительно превосходит цикл Брайтона во всем диапазоне степени повышения давления воздуха нагнетаемого компрессором в камеру сгорания. Так, для достижения такого же КПД, как у цикла Фике-Джакобса, традиционному реактивному двигателю нужно иметь степень сжатия воздуха в компрессоре в пять раз больше.One of the promising directions for improving the SPJD is the transition from the Brighton thermodynamic cycle to the thermodynamic cycle of detonation combustion of a fuel-air mixture (Fike-Jacobs). Using the thermodynamic cycle of detonation combustion, ceteris paribus, provides an increase in engine efficiency by 15-25% in the entire range of flight speeds of the aerospace forces. Such combustion conditions have already found application in modern SPRD. The difference between the Fike-Jacobs thermodynamic cycle is that heat is supplied to the working fluid (air-fuel mixture) during detonation combustion in the combustion chamber by the Rankin-Hugoniot adiabat. The Fike-Jacobs cycle surpasses the Humphrey cycle in thermodynamic efficiency and significantly surpasses the Brighton cycle in the entire range of the degree of increase in air pressure pumped by the compressor into the combustion chamber. So, to achieve the same efficiency as the Fike-Jacobs cycle, a traditional jet engine needs to have five times more air compression in the compressor.
Известен пульсирующий детонационный прямоточный воздушно-реактивный двигатель (патент РФ №2476705, опубл. 2013 г.), содержащий последовательно состыкованные сверхзвуковой воздухозаборник, сверхзвуковую камеру смешения, сверхзвуковую камеру сгорания, выходное сверхзвуковое сопло. Двигатель оснащен системой подачи топлива в камеру смешения, выполненной в виде установленных в камере смешения пилонов, на которых размещены сопла для распыления топлива, связанные топливными каналами с топливным баком. Канал газовоздушного тракта двигателя расположен между сверхзвуковым воздухозаборником и сверхзвуковой камерой смешения. Воспламенитель топливовоздушной смеси расположен в сверхзвуковой камере сгорания в поперечной нише и выполнен постоянно работающим. Коллекторы и каналы системы подачи топлива выполнены открытыми с возможностью газодинамического перекрытия.Known pulsating detonation ramjet engine (RF patent No. 2476705, publ. 2013), containing sequentially docked supersonic air intake, supersonic mixing chamber, supersonic combustion chamber, output supersonic nozzle. The engine is equipped with a fuel supply system to the mixing chamber, made in the form of pylons installed in the mixing chamber, on which nozzles for spraying fuel are placed, connected by fuel channels to the fuel tank. The engine gas duct is located between the supersonic air intake and the supersonic mixing chamber. The igniter of the air-fuel mixture is located in a transverse niche in a supersonic combustion chamber and is made continuously working. The collectors and channels of the fuel supply system are made open with the possibility of gas-dynamic overlap.
В процессе работы двигателя на вход сверхзвуковой камеры смешения через сверхзвуковой воздухозаборник и канал газовоздушного тракта подают воздух, а через установленные на пилонах сопла - топливо, для формирования в сверхзвуковой камере топливовоздушной смеси, которая инициируется воспламенителем и на выходе сверхзвуковой камеры сгорания инициирует детонационную волну, а дальнейшую работу двигателя обеспечивают путем прерывистого изменения подачи топлива, вызывая изменение направления и скорости перемещения детонационной волны относительно тракта двигателя по потоку и в обратном направлении, причем детонационную волну инициируют постоянно работающим воспламенителем и обеспечивают прохождение детонационной волны через сверхзвуковые камеру сгорания, камеру смешения и канал газовоздушного тракта с торможением детонационной волны в зоне пилонов, а прерывистое изменение подачи топлива обеспечивают газодинамическим перекрытием топливных каналов.During engine operation, air is supplied to the inlet of the supersonic mixing chamber through the supersonic air intake and the gas duct, and fuel is installed through the nozzles installed on the pylons, to form a fuel-air mixture in the supersonic chamber, which is initiated by the igniter and initiates a detonation wave at the supersonic combustion chamber outlet, and further engine operation is provided by intermittent changes in the fuel supply, causing a change in the direction and velocity of the detonation wave about relative to the engine path in the flow and in the opposite direction, and the detonation wave is initiated by a constantly working igniter and ensures the detonation wave passes through the supersonic combustion chamber, the mixing chamber and the gas-air channel with braking of the detonation wave in the pylon zone, and intermittent changes in the fuel supply provide gas-dynamic shutdown of fuel channels.
Недостатком конструкции данного двигателя является большая длина области перехода от дефлаграции (медленного горения) к детонации, которая в зависимости от скорости и высоты полета может достигать десятков и даже сотен метров. Другим недостатком данного двигателя является сравнительно низкая частота следования детонационных волн, которая в предложенной конструктивной схеме определяется не скоростью потока и детонационной волны, а инерционностью системы подачи топлива. Третьим недостатком данного двигателя является сложность его регулирования, так как скорость распространения детонационной волны по потоку полностью определяется составом топливовоздушной смести, ее давлением и температурой, следовательно, на заданной скорости полета частота следования детонационных волн может регулироваться в очень ограниченном диапазоне.The disadvantage of the design of this engine is the large length of the transition from deflagration (slow burning) to detonation, which, depending on the speed and altitude, can reach tens or even hundreds of meters. Another disadvantage of this engine is the relatively low repetition rate of detonation waves, which in the proposed structural scheme is determined not by the flow rate and detonation wave, but by the inertia of the fuel supply system. The third disadvantage of this engine is the difficulty of its regulation, since the speed of detonation wave propagation through the stream is completely determined by the composition of the air-fuel mixture, its pressure and temperature, therefore, at a given flight speed, the frequency of the detonation waves can be regulated in a very limited range.
Наиболее близким по технической сущности и достигаемому техническому результату к предлагаемой полезной модели является СПВРД (патент РФ на полезную модель №172777, опубл. 2017 г.), содержащий последовательно состыкованные сверхзвуковой воздухозаборник, сверхзвуковую камеру сгорания и выходное сверхзвуковое сопло, размещенные в воздухозаборнике на пилонах топливные форсунки системы подачи топлива, а также установленный в проточной части камеры сгорания и выполненный в виде сетки из диэлектрического материала воспламенитель поступающей из воздухозаборника в камеру сгорания топливовоздушной смеси, инициируемый расположенным снаружи двигателя устройством поджига, причем воздухозаборник оснащен двумя расположенными в его полости напротив друг друга пластинами, установленными в полости воздухозаборника с возможностью регулирования их углового положения.The closest in technical essence and the technical result achieved to the proposed utility model is SPVRD (patent of the Russian Federation for utility model No. 172777, publ. 2017), containing sequentially docked supersonic air intake, supersonic combustion chamber and exhaust supersonic nozzle placed in the air intake on the pylons fuel nozzles of the fuel supply system, as well as an igniter of the incoming ignitor installed in the flow part of the combustion chamber and made in the form of a mesh of dielectric material from the air intake to the combustion chamber of the air-fuel mixture, initiated by an ignition device located on the outside of the engine, the air intake being equipped with two plates located in its cavity opposite each other and mounted in the air intake cavity to adjust their angular position.
При работе двигателя набегающий высокоскоростной сверхзвуковой поток воздуха поступает в воздухозаборник, где сжимается и нагревается до заданных параметров, после чего поступает в проточную часть камеры сгорания. Установленный в проточной части камеры сгорания воспламенитель инициируется посредством устройства поджига, в результате чего генерируются стримерные СВЧ-разряды, которые распространяются по воспламенителю-сетке в направлении против СВЧ-излучения. Глубина распространения разряда зависит от напряженности СВЧ-поля и может регулироваться так, чтобы разряд не проникал в область за ножку Маха. Скорость распространения стримерного разряда достигает 10-15 км/с, то есть обеспечивает практически мгновенное инициирование горения топлива по всей площади поперечного сечения проточной части камеры сгорания. Продукты сгорания топливовоздушной смеси расширяются в сверхзвуковом сопле, создающем тягу двигателя.When the engine is running, an incoming high-speed supersonic air stream enters the air intake, where it is compressed and heated to the specified parameters, after which it enters the flow part of the combustion chamber. The igniter installed in the flow part of the combustion chamber is initiated by the ignition device, as a result of which streamer microwave discharges are generated, which propagate along the igniter-grid in the direction against microwave radiation. The depth of propagation of the discharge depends on the microwave field strength and can be adjusted so that the discharge does not penetrate into the region behind the Mach leg. The streamer discharge propagation speed reaches 10-15 km / s, that is, it provides almost instantaneous initiation of fuel combustion over the entire cross-sectional area of the flow part of the combustion chamber. The combustion products of the air-fuel mixture expand in a supersonic nozzle that creates engine thrust.
В результате анализа известного двигателя необходимо отметить, что его конструкция обеспечивает функционирование в режиме непрерывного горения топливовоздушной смеси и регулирование в широком диапазоне скоростей полета и потребной тяги за счет независимого от процесса детонации управления воздухозаборником. Независимое управление воздухозаборником, топливными форсунками и детонацией обеспечивает возможность регулирования работы двигателя в широком диапазоне скоростей и высоты полета, а также потребной тяги двигателя.As a result of the analysis of the known engine, it should be noted that its design ensures functioning in the continuous combustion mode of the air-fuel mixture and regulation in a wide range of flight speeds and required thrust due to the control of the air intake independent of the detonation process. Independent control of the air intake, fuel injectors and detonation provides the ability to control the engine in a wide range of speeds and altitude, as well as the required engine thrust.
Однако выполнение воспламенителя в виде сетки, расположенной поперечно в проточной части камеры сгорания, создает сопротивление проходящему по проточной части потоку, что уменьшает проходное сечение проточной части камеры сгорания и приводит к уменьшению энергии потока, Необходимо также отметить, что конструкция воспламенителя не обеспечивает оптимального процесса сгорания топливовоздушной смеси в проточной части камеры сгорания. Изложенное выше приводит к снижению КПД двигателя. Кроме того, возникает необходимость в периодической замене воспламенителя, так как он работает в условиях высоких температур и сверхзвуковых скоростей, а это снижает длительность непрерывной работы двигателя.However, the implementation of the igniter in the form of a grid located transversely in the flow part of the combustion chamber creates resistance to the flow passing through the flow part, which reduces the flow area of the flow part of the combustion chamber and leads to a decrease in flow energy. It should also be noted that the design of the ignitor does not provide an optimal combustion process air-fuel mixture in the flow part of the combustion chamber. The above leads to a decrease in engine efficiency. In addition, there is a need for periodic replacement of the igniter, since it operates at high temperatures and supersonic speeds, and this reduces the duration of continuous operation of the engine.
Техническим результатом настоящей полезной модели является повышение КПД двигателя за счет улучшения условий для поджига и сгорания топливовоздушной смеси в камере сгорания при обеспечении непрерывного сверхзвукового горения топливовоздушной смеси в ее проточной части в режиме недосжатой детонации, а также за счет уменьшения сопротивления проходящего через проточную часть камеры сгорания потока топливовоздушной смеси и продуктов ее сгорания.The technical result of this utility model is to increase engine efficiency by improving the conditions for ignition and combustion of the air-fuel mixture in the combustion chamber while providing continuous supersonic combustion of the air-fuel mixture in its flowing part in the mode of uncompressed detonation, as well as by reducing the resistance of the combustion chamber passing through the flowing part air-fuel mixture flow and products of its combustion.
Указанный технический результат обеспечивается тем, что в сверхзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе, содержащем последовательно состыкованные сверхзвуковой воздухозаборник, сверхзвуковую камеру сгорания и сверхзвуковое сопло, направляющие пластины, установленные в полости воздухозаборника с возможностью регулирования их углового положения относительно его продольной оси, размещенные в воздухозаборнике топливные форсунки, а также расположенный в проточной части камеры сгорания воспламенитель топливовоздушной смеси и устройство поджига, новым является то, что воспламенитель топливовоздушной смеси выполнен в виде вкладыша, имеющего форму трубы и размещенного в проточной части камеры сгорания на ее стенке, полость вкладыша сообщена со сверхзвуковым воздухозаборником и сверхзвуковым соплом, при этом двигатель оснащен инициатором горения топливовоздушной смеси, установленным на входе проточной части камеры сгорания.The specified technical result is ensured by the fact that in a supersonic ramjet engine containing a sequentially connected supersonic air intake, a supersonic combustion chamber and a supersonic nozzle, guide plates mounted in the cavity of the air intake with the ability to adjust their angular position relative to its longitudinal axis, fuel placed in the air intake nozzles, as well as a fuel-air mixture igniter located in the flow part of the combustion chamber and the ignition device, new is that the igniter of the air-fuel mixture is made in the form of a liner having the form of a pipe and placed in the flow part of the combustion chamber on its wall, the cavity of the liner is in communication with a supersonic air intake and a supersonic nozzle, while the engine is equipped with an initiator of combustion of the air-fuel mixture installed at the inlet of the flow part of the combustion chamber.
Сущность заявленной полезной модели поясняется графическими материалами, на которых представлена схема СПВРД и формирующейся в нем ударно-волновой структуры.The essence of the claimed utility model is illustrated by graphic materials on which the scheme of the SPVRD and the shock wave structure formed in it are presented.
СПВРД состоит из последовательно состыкованных друг с другом сверхзвукового воздухозаборника (далее - воздухозаборник), сверхзвуковой камеры сгорания (далее - камера сгорания) и сверхзвукового сопла (далее - сопло).SPARD consists of a supersonic air intake (hereinafter referred to as the air intake), a supersonic combustion chamber (hereinafter referred to as the combustion chamber) and a supersonic nozzle (hereinafter referred to as a nozzle) sequentially connected to each other.
Воздухозаборник оснащен направляющими пластинами 1 и 2, установленными в полости воздухозаборника напротив друг друга с возможностью регулирования их углового положения относительно продольной оси воздухозаборника. Механизм регулирования такого положения является известным и может быть выполнен в виде, например, шарнирного узла поворота в местах сопряжения направляющих пластин с горизонтальными поверхностями воздухозаборника.The air intake is equipped with
Установленные внутри воздухозаборника направляющие пластины 1 и 2 предназначены для формирования в потоке образованной в нем топливовоздушной смеси оптимальной ударно-волновой структуры.The
Пластина 1 обеспечивает формирование в воздухозаборнике косой ударной волны 3. Пластина 2 обеспечивает формирование в воздухозаборнике косой ударной волны 4. В процессе работы СПВРД косые ударные волны 3 и 4 пересекаются нерегулярным образом, образуя в месте пересечения прямую ударную волну - ножку Маха 5, а также отраженные косые ударные волны 6 и 7.
Наличие направляющих пластин и возможность задания их углового положения характерно и для решения - наиболее близкого аналога и позволяет регулировать расход воздуха, проходящего через воздухозаборник в зависимости от высоты и скорости полета летательного аппарата.The presence of guide plates and the ability to set their angular position is also characteristic of the solution, the closest analogue, and allows you to adjust the flow rate of air passing through the air intake depending on the height and speed of the aircraft.
В воздухозаборнике, предпочтительно на одной из его пластин, например пластине 1, размещены форсунки 8 топливной системы двигателя, предназначенные для подачи топлива в проходящий по воздухозаборнику воздушный поток для образования топливовоздушной смеси, подаваемой в камеру сгорания, выход которой состыкован с входом сопла.In the air intake, preferably on one of its plates, for
В проточной части камеры сгорания размещен воспламенитель 9 топливовоздушной смеси, выполненный из диэлектрического материала (например, углеволокна или керамики). Конструктивно воспламенитель 9 может быть реализован в виде вкладыша, имеющего форму трубы, размещенного продольно в проточной части на ее стенке. Внутренняя поверхность вкладыша (внутренняя стенка трубы) в данном случае практически является формообразующей поверхностью проточной части, а полость вкладыша (трубы) сообщена с воздухозаборником и соплом. Конструктивно воспламенитель может быть реализован и иным образом, например в виде слоя диэлектрического материала, нанесенного (например, посредством напыления) на образующую проточную часть камеры сгорания стенку (стенки). Нанесенный слой также имеет форму трубы. Для патентуемого решения конкретное выполнение воспламенителя не является принципиальным. При любом его исполнении воспламенитель 9 топливовоздушной смеси установлен в проточной части камеры сгорания по ее длине и фактически формирует ее внутреннюю поверхность.In the flow part of the combustion chamber, an
Вне камеры сгорания, у ее наружной стенки, например в зоне сочленения камеры сгорания с соплом, установлено устройство поджига 10, выполненное известным образом, например в виде генератора электромагнитного сверхвысокочастотного (СВЧ) излучения магнетронного типа.Outside the combustion chamber, at its outer wall, for example, in the zone of the junction of the combustion chamber with the nozzle, an
Устройство поджига 10 предназначено для введения в работу инициатора 11 горения топливовоздушной смеси, поступающей из воздухозаборника в проточную часть камеры сгорания (в полость воспламенителя 9). Инициатор 11 горения топливовоздушной смеси размещен в проточной части камеры сгорания, на ее входе в зоне сочленения камеры сгорания с воздухозаборником и может быть выполнен, например, в виде стержней, установленных на стенке проточной части камеры сгорания поперек ее проходного канала. Для эффективной работы длина каждого стержня должна быть примерно равной половине длины волны подаваемого устройством поджига на инициатор 11 электромагнитного СВЧ излучения. Поперечное сечение стержней может быть произвольной формы, например квадратной, круглой и пр. Инициатор горения топливовоздушной смеси также может быть выполнен в виде кольца из токопроводящего материала, например из жаропрочной стали. Инициатор 11 при работе двигателя выступает в роли полуволнового вибратора, на котором, вследствие действия электромагнитного СВЧ излучения устройства поджига 10, за счет явления резонанса, генерируется стримерный СВЧ разряд.The
СПВРД работает следующим образом.SPARD works as follows.
В процессе работы двигателя из поступающего в воздухозаборник потока воздуха за счет пластин 1 и 2 формируется система двух наклоненных под разными углами косых ударных воздушных волн 3 и 4, распространяющихся по направлению к камере сгорания, постепенно сближаясь друг с другом.During engine operation, a system of two
За ударной волной 3 выполняется предварительное перемешивание воздуха с топливом, подаваемым в полость воздухозаборника через форсунки 8, с образованием топливовоздушной смеси.Behind the
За ударными волнами 4 и 7 происходит сжатие воздуха без смешения с топливом. Это позволяет регулировать количество воздуха, непосредственно попадающего в камеру сгорания, где он впоследствии смешивается с поступающей в камеру сгорания топливовоздушной смесью, тем самым регулируется количество окислителя подаваемого в проточную часть камеры сгорания.Behind shock waves 4 and 7, air is compressed without mixing with fuel. This allows you to adjust the amount of air directly entering the combustion chamber, where it is subsequently mixed with the air-fuel mixture entering the combustion chamber, thereby controlling the amount of oxidizing agent supplied to the flow part of the combustion chamber.
Косые ударные волны 3 и 4 имеют разные углы наклона к вектору скорости набегающего потока. Они пересекаются нерегулярным (Маховским) образом с образованием ножки Маха 5, течение за которой становится дозвуковым, а также исходящих косых ударных волн 6 и 7, скорость потока за которыми сверхзвуковая. Косые ударные волны 3, 6 и 4, 7 обеспечивают сжатие в воздухозаборнике воздуха и топливовоздушной смеси с наименьшими потерями полного давления и оптимальную для заданной скорости полета скорость топливовоздушной смеси в проточной части камеры сгорания.
Геометрия воздухозаборника подбирается таким образом, чтобы ножка Маха 5 имела минимальную высоту, так как на ней потери полного давления максимальны. Если высота ножки Маха 5 небольшая, то дозвуковой поток за ней в результате его эжекции сверхзвуковым потоком тоже становится сверхзвуковым.The geometry of the air intake is selected so that the
Получаемая на выходе воздухозаборника топливовоздушная смесь целиком проходит через систему косых ударных волн 3 и 6 и не попадает на ножку Маха 5, что позволяет исключить преждевременную детонацию смеси.The air-fuel mixture obtained at the outlet of the air intake completely passes through the system of
В результате топливовоздушная смесь, прошедшая через систему косых ударных волн 3 и 6, оказывается сжатой и нагретой до заданных параметров, после чего поступает в проточную часть камеры сгорания. Устройство поджига 10 генерирует импульсы электромагнитного СВЧ излучения с длительностью импульса порядка 1 мкс. Установленный в проточной части камеры сгорания инициатор 11 облучается данными импульсами (выступает в роли полуволнового вибратора) и в результате возникающего резонанса генерирует стримерные СВЧ разряды, приводящие к поджигу поступающей в проточную часть камеры сгорания топливовоздушной смеси. Генерируемые инициатором 11 стримерные разряды распространяются от инициатора 11 вдоль поверхности воспламенителя 9 в направлении против генерируемого устройством поджига электромагнитного СВЧ излучения, в результате происходит поджиг топливовоздушной смеси по всей длине внутренней поверхности воспламенителя 9. Величина стримерного разряда зависит от напряженности СВЧ поля и может регулироваться изменением мощности устройства поджига 10. Скорость распространения стримерного разряда, в зависимости от скорости, температуры и полного давления потока топливовоздушной смеси, может достигать 10-15 км/с, то есть обеспечивается практически мгновенное инициирование горения топлива у стенки воспламенителя 9 по всей ее площади. Фронт горения топливовоздушной смеси распространяется от внутренней стенки воспламенителя, образующей проточную часть камеры сгорания, где формируется СВЧ разряд, к ее центральной части. На некотором расстоянии от входа в проточную часть камеры сгорания фронт горения сливается и горение распространяется по всей площади поперечного сечения проточной части камеры сгорания.As a result, the air-fuel mixture passing through the system of
Весьма важно, что поджигание топливовоздушной смеси в камере сгорания происходит практически мгновенно. Исследование показало, что стримерный разряд обеспечивает устойчивое поджигание смеси в сверхзвуковом потоке, срыва пламени не происходит (Булат П.В., Есаков И.И., Волобуев И.А., Грачев Л.П. О возможности ускорения горения в камерах сгорания перспективных реактивных двигателей при помощи глубоко подкритического СВЧ-разряда // Научно-технический вестник информационных технологий, механики и оптики. 2016. Т. 16. №2. С. 382-385).It is very important that the ignition of the air-fuel mixture in the combustion chamber occurs almost instantly. The study showed that the streamer discharge provides stable ignition of the mixture in a supersonic flow, flame failure does not occur (Bulat P.V., Esakov I.I., Volobuev I.A., Grachev L.P. On the possibility of accelerating combustion in promising combustion chambers jet engines using a deeply subcritical microwave discharge // Scientific and Technical Journal of Information Technologies, Mechanics and Optics. 2016. V. 16. No. 2. P. 382-385).
Примененная схема поджига обеспечивает гарантированный поджиг топливовоздушной смеси и практически мгновенное распространение процесса горения по всей проточной части камеры сгорания, что обеспечивает быстрое и практически полное сгорание топливовоздушной смеси, повышая КПД двигателя.The applied ignition scheme ensures guaranteed ignition of the air-fuel mixture and almost instantaneous spread of the combustion process throughout the entire flow part of the combustion chamber, which ensures fast and almost complete combustion of the air-fuel mixture, increasing engine efficiency.
Продукты сгорания топливовоздушной смеси из камеры сгорания поступают в сопло, создавая тягу двигателя.The combustion products of the air-fuel mixture from the combustion chamber enter the nozzle, creating engine thrust.
Применение электромагнитного СВЧ излучения, формирующего на инициаторе 11 стримерный СВЧ разряд, распространяющийся вдоль воспламенителя из диэлектрика, обеспечивает непрерывное сверхзвуковое горение топливовоздушной смеси в камере сгорания в режиме так называемой недосжатой детонации. Это повышает эффективность работы двигателя за счет того, что КПД термодинамического цикла детонационного горения выше, чем КПД цикла дозвукового горения при постоянном давлении (цикла Брайтона).The use of electromagnetic microwave radiation, forming a streamer microwave discharge at the
Весьма важно также и то, что в полости камеры сгорания отсутствуют конструктивные элементы, создающие сопротивление потоку топливовоздушной смеси и продуктам ее сгорания. Это обеспечивает снижение потерь энергии в двигателе. Кроме того, расположение элементов конструкции на периферии рабочей области камеры сгорания обеспечивает снижение действующих на них механических и температурных нагрузок, что позволяет уменьшить их массу и увеличить эксплуатационный ресурс.It is also very important that in the cavity of the combustion chamber there are no structural elements that create resistance to the flow of the air-fuel mixture and its combustion products. This provides a reduction in energy loss in the engine. In addition, the location of structural elements on the periphery of the working area of the combustion chamber provides a reduction in the mechanical and thermal loads acting on them, which allows them to reduce their mass and increase their operational life.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017132966U RU178988U1 (en) | 2017-09-21 | 2017-09-21 | Supersonic ramjet engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017132966U RU178988U1 (en) | 2017-09-21 | 2017-09-21 | Supersonic ramjet engine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU178988U1 true RU178988U1 (en) | 2018-04-24 |
Family
ID=62043830
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2017132966U RU178988U1 (en) | 2017-09-21 | 2017-09-21 | Supersonic ramjet engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU178988U1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2754976C2 (en) * | 2019-12-23 | 2021-09-08 | Михаил Иванович Решетников | Universal jet engine (ure) |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO1988008927A1 (en) * | 1987-05-05 | 1988-11-17 | United Technologies Corporation | Piloting igniter for supersonic combustor |
| EP0753654A1 (en) * | 1995-07-13 | 1997-01-15 | Aerospatiale Societe Nationale Industrielle | Ramjet for supersonic and/or hypersonic vehicle |
| RU2456392C2 (en) * | 2007-11-27 | 2012-07-20 | Эл Джи Электроникс Инк. | Unit for laundry processing |
| RU2476705C1 (en) * | 2011-11-17 | 2013-02-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Knocking ramjet engine and method of its operation |
| DE102012205239A1 (en) * | 2012-03-30 | 2013-10-02 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Ramjet engine, has ramp divided into multiple portions and comprising adjustment device that adjusts angular position of portions with respect to each other for changing intake contour of inlet channel |
| 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 |
-
2017
- 2017-09-21 RU RU2017132966U patent/RU178988U1/en active IP Right Revival
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO1988008927A1 (en) * | 1987-05-05 | 1988-11-17 | United Technologies Corporation | Piloting igniter for supersonic combustor |
| EP0753654A1 (en) * | 1995-07-13 | 1997-01-15 | Aerospatiale Societe Nationale Industrielle | Ramjet for supersonic and/or hypersonic vehicle |
| RU2456392C2 (en) * | 2007-11-27 | 2012-07-20 | Эл Джи Электроникс Инк. | Unit for laundry processing |
| RU2476705C1 (en) * | 2011-11-17 | 2013-02-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Knocking ramjet engine and method of its operation |
| DE102012205239A1 (en) * | 2012-03-30 | 2013-10-02 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Ramjet engine, has ramp divided into multiple portions and comprising adjustment device that adjusts angular position of portions with respect to each other for changing intake contour of inlet channel |
| 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 |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2754976C2 (en) * | 2019-12-23 | 2021-09-08 | Михаил Иванович Решетников | Universal jet engine (ure) |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US9732670B2 (en) | Tuned cavity rotating detonation combustion system | |
| CN106352372B (en) | A kind of supersonic speed detonation combustor and its detonation and self-holding control method | |
| US6983586B2 (en) | Two-stage pulse detonation system | |
| RU2605162C2 (en) | Ramjet engine including detonation chamber and aircraft with such engine | |
| CN106837603B (en) | A kind of supersonic speed detonation engine and its propulsion system | |
| US20120131901A1 (en) | System and method for controlling a pulse detonation engine | |
| CN108488004B (en) | Stationary detonation engine based on variable wedge angle | |
| RU2476705C1 (en) | Knocking ramjet engine and method of its operation | |
| CN104033248B (en) | Ground gas turbine utilizing pulse detonation combustion | |
| CA2784422A1 (en) | Pulse detonation combustor with plenum | |
| RU172777U1 (en) | Supersonic ramjet engine | |
| CN106930864B (en) | A kind of supersonic speed detonation engine and its propulsion system | |
| CN203879631U (en) | Ground gas turbine utilizing pulse detonation combustion | |
| CN109322761B (en) | high-Mach-number in-flight engine annular combustion chamber and spiral oblique detonation combustion method | |
| RU178988U1 (en) | Supersonic ramjet engine | |
| WO2014178746A1 (en) | Detonation method and device for use in a gas turbine engine combustion chamber | |
| Tretyakov | Organization of a pulsed mode of combustion in scramjets | |
| RU2347098C1 (en) | Method for operation of supersonic pulse athodyd and supersonic pulse athodyd | |
| RU2620736C1 (en) | Method of organising working process in turbojet engine with continuously-detonating combustion chamber and device for its implementation | |
| RU2446305C2 (en) | Supersonic ramjet engine with pulsating combustion and method of its operation | |
| RU2432483C1 (en) | Intermittent detonation engine | |
| Wang et al. | Discovery of breathing phenomena in continuously rotating detonation | |
| US20050279083A1 (en) | Folded detonation initiator for constant volume combustion device | |
| RU2487256C2 (en) | Method of detonation combustion of hydrogen in steady-state supersonic flow | |
| RU2724557C1 (en) | Operating method of straight-flow air-jet engine and device for implementation thereof |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM9K | Utility model has become invalid (non-payment of fees) |
Effective date: 20190922 |
|
| NF9K | Utility model reinstated |
Effective date: 20210713 |