[go: up one dir, main page]
More Web Proxy on the site http://driver.im/

WO2014178746A1 - Detonation method and device for use in a gas turbine engine combustion chamber - Google Patents

Detonation method and device for use in a gas turbine engine combustion chamber 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
French (fr)
Russian (ru)
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/en
Publication of WO2014178746A1 publication Critical patent/WO2014178746A1/en

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

The invention relates to methods and devices for combusting a gaseous or atomized liquid fuel, and more particularly to gaseous or droplet detonation, and can be used in gas turbine engines operating by continuous detonation combustion. Proposed are a method and device which provide stable operation of a continuous detonation combustion chamber in a gas turbine engine and a significant improvement in the thermodynamic efficiency of the working cycle of said combustion chamber, expressed as an increase in total pressure, without the possibility of the detonation breaking through from the continuous detonation combustion chamber and traveling upstream, while also providing an acceptable level of pressure pulsations downstream of the last stage of the gas turbine engine compressor and upstream of the first stage of the gas turbine engine turbine, and the possibility of regulating the temperature and the non-uniformity of the temperature field of the gas upstream of the gas turbine engine turbine.

Description

СПОСОБ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ДЕТОНАЦИИ В КАМЕРЕ  METHOD AND DEVICE FOR DETONATION IN THE CAMERA
СГОРАНИЯ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ  COMBUSTION OF A GAS TURBINE ENGINE
Область техники Technical field
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.  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.
Предшествующий уровень техники  State of the art
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. A significant number of works are known on the combustion chamber with continuous detonation for gas turbine engines: Bykovsky F.A., Zhdan S.A., Vedernikov E.F. // Physics of combustion and explosion. 2005.V. 41. N ° 4.P. 99; Bykovskii FA, Zhdan SA, Vedernikov EF // J. Propulsion and Power. 2006. V. 22. M> 6. P. 1204; Bykovsky F.A., Zhdan S.A., Vedernikov E.F. //DAN. 2009.V. 424. jYe 1.P. 40; Bykovsky F.A., Zhdan S.A., Vedernikov E.F. // Physics of combustion and explosion. 2009.V. 45.> fo 5.S. 1 1 1; Bykovsky F.A., Zhdan S.A., Vedernikov E.F. // Physics of combustion and explosion. 2010.Vol. 46.No 1.P. 60; Davidenko DM, Gokalp I., Kudryavtsev AN // Deflagrative and Detonative Combust. / Eds. Roy GD, Frolov SM Moscow: Torus Press, 2010. P. 27; Davidenko DM, Gokalp I., Kudryavtsev AN // AIAA Paper 2008-2680. 2008; Kindracki J., Wolanski P., Gut Z. // Shock Waves. 201 l .V. 21. 14 ° 2. P. 75; Hishida M., Fujiwara T., Wolanski P. // Shock Waves. 2009. V. 19. F 1. P. 1; Ye-Tao Shao, Meng Liu, Jian'Ting Wang // Combust.Sci. and Technol. 2010. V. 182. P. 1586. The main attention of researchers and designers is aimed at organizing a stable working process in a combustion chamber with continuous detonation using different fuel components and different pressures of their continuous supply to the combustion chamber. At the same time, 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. 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.  In its technical essence, the method of organizing the working process in a combustion chamber with continuous detonation and the device for its implementation (prototype), discussed in the work of 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, are closest to the proposed invention.
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. In the prototype method, pre-mixed fuel components are fed into the combustion chamber with continuous detonation with low hydraulic losses through wide openings in the nozzle head, therefore, continuous detonation combustion in the combustion chamber with continuous detonation with one detonation wave propagating over the nozzle head in a tangential direction is accompanied by increasing the total pressure and, therefore, increasing the thermodynamic efficiency of the working cycle. However, due to preliminary mixing of the fuel components, the possibility of an upstream detonation slip is not excluded, and the excess pressure in the shock waves generated in the combustion chamber with continuous detonation and penetrating, on the one hand, upstream towards the compressor of the gas turbine engine through wide holes of the nozzle head and, on the other hand, downstream towards the turbine of the gas turbine engine, reaches values at which there is a threat of unstable operation of the compressor litter and inefficient turbine engine operation. The weakening of these pressure disturbances in the prototype method, on the one hand, 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. As for the temperature and the non-uniformity of the temperature field of the gas in front of the turbine, these values in the prototype method are either not regulated or are regulated by diluting the detonation products with cooling air.
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. 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. In another design (with regulation of temperature and non-uniformity of the temperature field of the gas in front of the turbine), 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.
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. Calculations by Frolov SM, Dubrovskii AV, and Ivanov VS 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, showed that the use of an annular combustion chamber with continuous detonation, operating on pre-mixed fuel components, with a nozzle head, upper and lower insulating devices allows to increase the total pressure in the combustion chamber with one detonation wave propagating over the nozzle head in a tangential direction, by 11%, however, gas-dynamic insulators do not sufficiently reduce the pressure disturbances arriving at the last stage of the gas turbine compressor of the gas generator and the first stage of the turbine of the gas turbine engine: the amplitude of the pressure pulsations at the last stage of the compressor of the gas turbine engine reaches values of 40% -45% P, „(P t is the pressure behind the last stage of the compressor of the gas turbine engine) when using slotted holes in the nozzle head and 24% -27% P m using the partitioned slotted openings in the injector head instead of the allowable value of 3-5% (maximum permissible low frequency pressure fluctuations can be estimated from the ratio sealed and the axial compressor resistance to surge (not less than 12-15%) (see page 200, Aircraft Gas Turbine Engines / MM Maslennikov, Yu.I. Shalman. — M.: Mashinostroenie, 1975. — 576 s)), and the amplitude of the pressure pulsations at the first stage of the turbine of the gas turbine engine reaches values of 30% - 35% P t , which can lead to a significant decrease in the efficiency of the turbine and the destruction of the blades. Moreover, 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 | - T t \ / T t ), T is the local temperature in the cross section) reach unacceptably high values: -2500 K and 10%> in the absence of regulation and -2000 K and 8% when regulating by diluting the products of detonation with jets of cooling air.
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. As for the possibility of a detonation slip from a combustion chamber with continuous detonation into an insulator device, in the design work of Frolov SM, Dubrovskii AN., And Ivanov VS 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, it was excluded artificially: due to the "shutdown" of chemical reactions in the holes of the nozzle head and in the upper gas-dynamic insulator, although the size of the holes in the nozzle head was larger than the maximum clearance required to suppress detonation. Thus, 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.
Раскрытие изобретения  Disclosure of invention
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.  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.
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. 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.
Решение поставленной задачи достигается предлагаемыми:  The solution to this problem is achieved by the proposed:
- 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. - 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 turbine, an expansion of the cross section towards the turbine of the gas turbine engine is used, and the expansion of the cross section begins at a certain distance downstream of the fuel nozzles ; to reduce hydraulic losses and to increase the total pressure and thermodynamic efficiency of the duty cycle, air is supplied axially directly into the wide annular gap of the combustion chamber with continuous detonation; for the continuous formation of the detonating layer of the fuel mixture, as well as to ensure the simultaneous propagation of several detonation waves running one after another (which increases the uniformity of energy release), the fuel is fed through the system fuel nozzles in the side walls of the annular gap; for additional control of the temperature and the non-uniformity of the temperature field of the gas in front of the turbine, the cooling air bypassed from the compressor of the gas turbine engine is supplied to the detonation product stream in an expanding section of the annular channel in front of the turbine of the gas turbine engine.
Отверстия/сопла для подачи охлаждающего воздуха выполнены так, чтобы охлаждающий воздух подавался в нижний газодинамический изолятор в виде глубоко проникающих струй.  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.
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.  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.
- 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.  - 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 air, the channel being located some distance downstream of the fuel nozzles and the holes / nozzles for supplying cooling air are located on the expanding section of the annular channel in front of the turbine gas turbine engine.
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. To localize the detonating layer downstream of the fuel injector system, 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.
Отверстия топливных форсунок могут быть выполнены либо на внутренней, либо на внешней, либо на обеих стенках камеры сгорания с непрерывной детонацией.  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.
Отверстия топливных форсунок на обеих стенках камеры сгорания с непрерывной детонацией могут быть расположены регулярно (друг напротив друга) или в «шахматном» порядке.  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.
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°.  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 °.
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.  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.
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°.  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 °.
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.  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.
Отверстия/сопла для подачи охлаждающего воздуха выполнены так, чтобы охлаждающий воздух подавался в нижний газодинамический изолятор в виде глубоко проникающих струй.  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.
Отверстия/сопла для подачи охлаждающего воздуха могут быть кольцевыми или распределенными.  The holes / nozzles for supplying cooling air can be annular or distributed.
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 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. Brief Description of the Drawings
На фиг. 1а приведена схема заявляемого устройства.  In FIG. 1A shows a diagram of the inventive device.
На фиг. 16 приведено сечение А- А заявляемого устройства.  In FIG. 16 shows a section aa of the inventive device.
На фиг. 2а представлен пример расчётной схемы предлагаемого устройства. На фиг. 26 представлена расчетная схема устройства-прототипа.  In FIG. 2a presents an example of the design scheme of the proposed device. In FIG. 26 shows a design diagram of a prototype device.
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). In 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).
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.  In 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.
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.  In 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.
Вариант осуществления изобретения  An embodiment of the invention
На фиг. 1 приведена схема заявляемого устройства.  In FIG. 1 shows a diagram of the inventive device.
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. 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. Air enters the combustion chamber from the straightening apparatus of the last stage of the compressor (6) through the upper gas-dynamic insulator, consisting of an annular section of variable section (7) and an annular section (8) of length L u with a gap of constant width h, which is a continuation of the combustion chamber (1) . A detonation initiator is attached to the combustion chamber (1) (not shown in FIG. 1). 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.
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. 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). To increase the efficiency of attenuation of pressure disturbances propagating upstream from the combustion chamber with continuous detonation, 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 .
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).  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 β). To increase the efficiency of attenuation of pressure disturbances propagating downstream from the combustion chamber with continuous detonation, 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).
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.  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.
Предлагаемое устройство работает следующим образом.  The proposed device operates as follows.
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. 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. For this, 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.
Для инициирования детонационной волны используется инициатор детонации. A knock initiator is used to initiate a detonation wave.
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. After a short transition period, 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. In this case, the detonation products are continuously displaced downstream towards the turbine of the gas turbine engine. At the free boundaries of the annular layer of the fuel mixture, 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.
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. 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.
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.  We give an example of a comparative three-dimensional gas-dynamic calculation of the operation of the proposed device with separate supply of fuel components - fuel (T) and air (O) - and a prototype device with the supply of pre-mixed fuel components - stoichiometric fuel-air mixture (T + O) - to demonstrate the advantages of the proposed method of organizing a working process in a combustion chamber with continuous detonation as part of a gas turbine engine with a compressor having a compression ratio of 9. As fuel, m Example hydrogen was used. The gap width h was taken equal to 23 mm. The design schemes of the proposed device and the prototype device are presented in figure 2A and figure 26, respectively. The calculation results for the prototype device are borrowed from the work of 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.  The calculated distribution of the total pressure along the length of the combustion chamber in the proposed device and in the prototype device without mixing cooling air (openings for supplying cooling air are closed) are presented in FIG. 3. It is seen that in the proposed device, a greater increase in total pressure is achieved (-15%), i.e. it provides greater thermodynamic efficiency of the duty cycle.
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. 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.
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,„. The use of the expanding part in the lower gas-dynamic insulator in the proposed device (without mixing cooling air) leads to a decrease in the amplitude of pressure pulsations in front of the turbine to 10-12% P t instead of 30% - 35% P, „in the prototype device when propagating in the combustion chamber with continuous detonation of one detonation wave. With the simultaneous propagation of two detonation waves in the combustion chamber with continuous detonation of the proposed device, the calculated amplitude of the pressure pulsations in front of the turbine decreases to 5-6% P, „.
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.  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.
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.  Thus, 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.

Claims

Формула изобретения Claim
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.  Item 1. 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, weakening pressure disturbances traveling up and downstream from the layer with continuous detonation combustion and regulation of temperature and non-uniformity of the temperature field of the gas in front of the turbine with cooling air, characterized in that to prevent slippage detonation upstream fuel components in the combustion chamber with a continuous detonation are fed separately into the wide annular gap in a mutually intersecting planes; to attenuate the pressure disturbances running from the layer with continuous detonation combustion upstream, we use the expansion of the cross section towards the compressor of the gas turbine engine, and the cross-section expansion begins at a certain distance upstream from the fuel nozzles, and to attenuate the pressure disturbances traveling from the layer with continuous detonation combustion downstream, and lowering the temperature level and the uneven temperature field of the gas in front of the turbine, the expansion of the cross section towards a turbine of a gas turbine engine, and the expansion of the section begins at a certain distance downstream of the fuel nozzles.
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.  Paragraph 2. The method according to p. 1, characterized in that in order to reduce hydraulic losses and to increase the total pressure and thermodynamic efficiency of the duty cycle, air is supplied axially directly into the wide annular gap of the combustion chamber with continuous detonation.
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.  Clause 3. The method according to p. 1, characterized in that for the continuous formation of the detonating layer of the fuel mixture, as well as to ensure the simultaneous propagation of several detonation waves running one after another, the fuel is fed through a system of fuel injectors in the side walls of the annular gap.
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. Paragraph 4. The method according to p. 1, characterized in that for additional control of the temperature and the non-uniformity of the temperature field of the gas in front of the turbine, the cooling air bypassed from the gas turbine compressor engine, is fed into the detonation product stream in an expanding section of the annular channel in front of the turbine of the gas turbine engine.
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.  Item 5. 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, including 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 the compressor gas turbine engine, characterized in that the air is supplied in the axial direction of the combustion chamber with continuous detonation directly in a wide annular gap, and the fuel is fed 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 air, the channel being located some distance downstream of the fuel nozzles and the holes / nozzles for supplying cooling air are located on the expanding section of the annular channel in front of the turbine gas turbine engine.
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.  Paragraph 6. The device according to claim 5, characterized in that for the localization of the detonating layer downstream of the system of fuel nozzles, the axis of the holes of the fuel nozzles are made at an acute angle to the surface of the combustion chamber.
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.  Paragraph 7. The device according to claim 6, characterized in that the holes of the fuel nozzles can be made either on the inside or on the outside or on both walls of the combustion chamber with continuous detonation.
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.  Paragraph 8. The device according to claim 6, characterized in that in the case of the location of the holes of the fuel nozzles on both walls of the combustion chamber with continuous detonation, they can be located regularly (opposite each other) or in a "checkerboard" order.
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°. Clause 9. The device according to claim 5, characterized in that the longitudinal section the annular channel of the upper gas-dynamic insulator in that part that expands towards the compressor of the gas turbine engine, can be in the form of a cone with a rectilinear or curvilinear generatrix, and the local cone angle can vary from 45 to 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.  Clause 10. The device according to claim 9, characterized in that the distance from the fuel nozzles 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 exceeding the critical gap thickness, in which propagation of self-sustaining detonation is still possible.
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°.  Paragraph 1 1. The device according to claim 5, characterized in that 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 can be in the form of a cone with a rectilinear or curvilinear generatrix, and the local cone angle can vary from 15 to 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.  Clause 12. The device according to claim 1, characterized in that the distance from the fuel nozzles to that part of the upper gas-dynamic insulator, which expands towards the compressor of the gas turbine engine, must be at least H + 2h, where H is the height of the detonation wave in the chamber combustion with continuous detonation.
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.  Clause 13. The device according to claim P, characterized in that the holes / nozzles for supplying cooling air are made so that cooling air is supplied to the lower gas-dynamic insulator in the form of deeply penetrating jets.
Пункт 14. Устройство по п.П , отличающееся тем, что отверстия/сопла для подачи охлаждающего воздуха могут быть кольцевыми или распределенными.  Clause 14. The device according to claim P, characterized in that the holes / nozzles for supplying cooling air can be circular or distributed.
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.  Clause 15. The device according to claim P, characterized in that 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.
PCT/RU2013/000374 2013-04-30 2013-04-30 Detonation method and device for use in a gas turbine engine combustion chamber WO2014178746A1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
PCT/RU2013/000374 WO2014178746A1 (en) 2013-04-30 2013-04-30 Detonation method and device for use in a gas turbine engine combustion chamber

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
PCT/RU2013/000374 WO2014178746A1 (en) 2013-04-30 2013-04-30 Detonation method and device for use in a gas turbine engine combustion chamber

Publications (1)

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

Family

ID=51843749

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/RU2013/000374 WO2014178746A1 (en) 2013-04-30 2013-04-30 Detonation method and device for use in a gas turbine engine combustion chamber

Country Status (1)

Country Link
WO (1) WO2014178746A1 (en)

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2674172C1 (en) * 2017-07-11 2018-12-05 Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Turbo engine and method for operation thereof
CN111639401A (en) * 2020-05-13 2020-09-08 中国航发贵阳发动机设计研究所 Method for calculating turbine front temperature field by using turbine rear temperature field
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 (en) * 2022-07-25 2022-10-11 西北工业大学 Rotary detonation combustion chamber utilizing radial expansion of detonation waves

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2003923C1 (en) * 1990-08-06 1993-11-30 Институт гидродинамики им.М.А.Лаврентьева СО РАН Method of burning fuel
US20050284127A1 (en) * 2004-06-29 2005-12-29 Akihiro Tobita Detonation engine and flying object provided therewith
RU2357093C2 (en) * 2003-12-08 2009-05-27 Дженерал Электрик Компани Double-stage pulsating detonation device

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2003923C1 (en) * 1990-08-06 1993-11-30 Институт гидродинамики им.М.А.Лаврентьева СО РАН Method of burning fuel
RU2357093C2 (en) * 2003-12-08 2009-05-27 Дженерал Электрик Компани Double-stage pulsating detonation device
US20050284127A1 (en) * 2004-06-29 2005-12-29 Akihiro Tobita Detonation engine and flying object provided therewith

Cited By (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2674172C1 (en) * 2017-07-11 2018-12-05 Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Turbo engine and method for operation thereof
US10969107B2 (en) 2017-09-15 2021-04-06 General Electric Company Turbine engine assembly including a rotating detonation combustor
US12092336B2 (en) 2017-09-15 2024-09-17 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 (en) * 2020-05-13 2020-09-08 中国航发贵阳发动机设计研究所 Method for calculating turbine front temperature field by using turbine rear temperature field
CN111639401B (en) * 2020-05-13 2023-10-27 中国航发贵阳发动机设计研究所 Method for calculating temperature field before turbine by using temperature field after turbine
CN115164235A (en) * 2022-07-25 2022-10-11 西北工业大学 Rotary detonation combustion chamber utilizing radial expansion of detonation waves
CN115164235B (en) * 2022-07-25 2023-08-25 西北工业大学 Rotary detonation combustion chamber utilizing detonation wave radial expansion

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
EP2884184B1 (en) Tuned cavity rotating detonation combustion system
US7739867B2 (en) Compact, low pressure-drop shock-driven combustor
US11761635B2 (en) Rotating detonation engines and related devices and methods
US6983586B2 (en) Two-stage pulse detonation system
CN104913340B (en) For controlling the combustion powered system and method in combustion system
RU2674172C1 (en) Turbo engine and method for operation thereof
WO2014178746A1 (en) Detonation method and device for use in a gas turbine engine combustion chamber
JP2011047638A (en) Constitution of pulse detonation combustor to improve transition from deflagration to detonation
CN106352372A (en) Supersonic velocity detonation combustion chamber and explosion initiation and self-mastery control method thereof
WO2016060581A1 (en) Device and method for organizing the operating process of a jet engine
US20220275943A1 (en) Pulse detonation combustion system
Zhao et al. Effects of a jet turbulator upon flame acceleration in a detonation tube
US11236908B2 (en) Fuel staging for rotating detonation combustor
CN109322761B (en) high-Mach-number in-flight engine annular combustion chamber and spiral oblique detonation combustion method
US6571549B1 (en) Jet noise suppressor
RU2573427C2 (en) Fuel-air mix combustion and ramjet engine with spin detonation wave
Muraleetharan et al. Detonation confinement using a flat channel plate in a radial rotating detonation engine
Lin et al. Study of thrust vector control for the rotating detonation model engine
US20200149496A1 (en) Rotating detonation combustor with contoured inlet
US7685806B2 (en) Method and apparatus for supersonic and shock noise reduction in aircraft engines using pneumatic corrugations
RU2620736C1 (en) Method of organising working process in turbojet engine with continuously-detonating combustion chamber and device for its implementation
Saracoglu et al. The effects of multiple detonation waves in the RDE flow field
RU178988U1 (en) Supersonic ramjet engine

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