Опытно-конструкторское бюро имени Люльки разработало, изготовило и испытало опытный образец пульсирующего резонаторного детонационного двигателя с двухстадийным сжиганием керосиновоздушной смеси. Как сообщает ИТАР-ТАСС, средняя измеренная тяга двигателя составила около ста килограммов, а длительность непрерывной работы ─ более десяти минут. До конца текущего года ОКБ намерено изготовить и испытать полноразмерный пульсирующий детонационный двигатель.
По словам главного конструктора ОКБ имени Люльки Александра Тарасова, в ходе испытаний моделировались режимы работы, характерные для турбореактивного и прямоточного двигателей. Измеренные величины удельной тяги и удельного расхода топлива оказались на 30-50 процентов лучше, чем у обычных воздушно-реактивных двигателей. В ходе экспериментов производилось многократное включение и выключение нового двигателя, а также регулирование тяги.
На основе проведенных исследований, полученных при испытании данных, а также схемно-конструкторского анализа ОКБ имени Люльки намерено предложить разработку целого семейства пульсирующих детонационных авиационных двигателей. В частности, могут быть созданы двигатели с коротким ресурсом работы для беспилотных летательных аппаратов и ракет и самолетные двигатели с крейсерским сверхзвуковым режимом полета.
В перспективе на основе новых технологий могут быть созданы двигатели для ракетно-космических систем и комбинированных силовых установок самолетов, способных выполнять полеты в атмосфере и за ее пределами.
20:43 — 8 ноября 2012
По оценке конструкторского бюро, новые двигатели позволят увеличить тяговооруженность самолетов в 1,5-2 раза. Кроме того, при использовании таких силовых установок дальность полета или масса авиационных средств поражения могут увеличиться на 30-50 процентов. При этом удельный вес новых двигателей будет в 1,5-2 раза меньше аналогичного показателя обычных реактивных силовых установок.
О том, что в России ведутся работы по созданию пульсирующего детонационного двигателя, сообщалось в марте 2011 года. Об этом заявил тогда Илья Федоров, управляющий директор научно-производственного объединения «Сатурн», в состав которого входит ОКБ имени Люльки. О каком именно типе детонационного двигателя шла речь, Федоров не уточнил.
В настоящее время известны три вида пульсирующих двигателей ─ клапанные, бесклапанные и детонационные. Принцип работы этих силовых установок заключается в периодической подаче в камеру сгорания топлива и окислителя, где происходит воспламенение топливной смеси и истечение продуктов сгорания из сопла с образованием реактивной тяги. Отличие от обычных реактивных двигателей заключается в детонационном горении топливной смеси, при котором фронт горения распространяется быстрее скорости звука.
Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель был изобретен еще в конце XIX века шведским инженером Мартином Вибергом. Пульсирующий двигатель считается простым и дешевым в изготовлении, однако из-за особенностей горения топлива ─ малонадежным. Впервые новый тип двигателя был использован серийно во время Второй мировой войны на немецких крылатых ракетах Фау-1. На них устанавливался двигатель Argus As-014 компании Argus-Werken.
В настоящее время несколько крупных оборонных фирм мира занимаются исследованиями в области создания высокоэффективных пульсирующих реактивных двигателей. В частности, работы ведут французская компания SNECMA и американские General Electric и Pratt & Whitney. В 2012 году Научно-исследовательская лаборатория ВМС США объявила о намерении разработать спиновый детонационный двигатель, который должен будет заменить на кораблях обычные газотурбинные силовые установки.
Спиновые детонационные двигатели отличаются от пульсирующих тем, что детонационное горение топливной смеси в них происходит непрерывно ─ фронт горения перемещается в кольцевой камере сгорания, в которой топливная смесь постоянно обновляется.
lenta.ru
Изобретение относится к технике, преимущественно военной, а именно к двигателям летательных аппаратов, и может быть использовано, вероятнее всего, в качестве двигателя небольших беспилотных летательных аппаратов, таких как зенитные, авиационные и тактические ракеты, беспилотные разведчики, летающие мишени и т.п., а также в качестве сбрасываемых дополнительных двигателей. Пульсирующий воздушно-реактивный детонационный двигатель содержит, в частности, цилиндрическую камеру сгорания, резонаторную трубу, впускную трубу и форсунки. Камера сгорания в головной части разделена на два объема трубчатым или пластинчатым пакетом. Первый по ходу течения объем в головной части имеет топливную форсунку и соединен с впускной трубой и форкамерой, установленной напротив форсунки. Второй объем камеры сгорания по ходу течения за трубчатым или пластинчатым элементом снабжен свечами зажигания, установленными за топливными форсунками, и имеет стенки, выполненные с кольцевыми гофрами, и далее соединен с резонаторной трубой. Изобретение направлено на повышение термодинамического кпд путем увеличения амплитуды пульсаций давления. 4 ил.
Изобретение относится к технике, преимущественно военной, а именно к двигателям летательных аппаратов, и может быть использовано, вероятнее всего, в качестве двигателя небольших беспилотных летательных аппаратов, таких как зенитные, авиационные и тактические ракеты, беспилотные разведчики, летающие мишени и т.п., а также в качестве сбрасываемых дополнительных двигателей.
Известен пульсирующий воздушно-реактивный двигатель (далее ПуВРД) немецкой крылатой ракеты времен Второй мировой войны Фау-1 (см. Г.Б.Синярев, М.В.Добровольский. Жидкостные ракетные двигатели. - Оборонгиз, 1957, с.19, 20). Он представляет собой открытый с обоих торцов канал круглого поперечного сечения, включающий последовательно расположенные входной диффузор, клапанную решетку, камеру сгорания и выходное устройство, состоящее из конфузора и выхлопной трубы, а также систему топливоподачи и систему зажигания с электрозапалом, установленным в камере сгорания. В общем случае входное и выходное устройства двигателя могут иметь форму, отличную от прототипа, поэтому в дальнейшем будем называть их принятыми терминами воздухозаборник и сопло.
Клапанная решетка представляет собой конструкцию из несущих элементов - поперечных стержней, подвижных элементов - плоских упругих пластин постоянной толщины, прикрепленных к боковым граням стержней попарно параллельно друг другу на расстоянии, равном толщине стержня, и опорных проставок, размещенных посредине между парами пластин параллельно им. В каждой паре между пластинами имеется глухой зазор, обращенный назад. Пластины и проставки образуют продольные каналы для прохода воздуха.
Набегающий на двигатель поток проходит через воздухозаборник и клапанную решетку в камеру сгорания. Туда же подается легкоиспаряющееся топливо, после чего топливовоздушная смесь воспламеняется искрой электрозапала. Быстро расширяющиеся во все стороны продукты сгорания, попадая в глухой зазор между пластинами, тормозятся, в результате чего давление там возрастает. Это вызывает изгиб пластин в стороны до контакта с опорными проставками или боковыми стенками. Воздушные каналы клапанной решетки оказываются перекрытыми. Продукты сгорания истекают через сопло в атмосферу, а их давление на закрытую клапанную решетку создает импульс тяги двигателя.
После падения давления пластины клапанной решетки под действием своей упругости, а также разрежения, создаваемого в камере инерцией истекающих газов, возвращаются в исходное положение. В камеру поступает очередная порция воздуха и цикл повторяется.
Клапанная решетка служит основным, но не единственным элементом узла, создающего тягу пульсирующего двигателя и включающего также боковые стенки, детали крепления и др. Кроме того, функцию создания тяги в таком двигателе могут выполнять и другие устройства. Поэтому в дальнейшем будем пользоваться общим термином "тяговый узел" (как часть двигателя) и конкретным - клапанная решетка тягового узла.
Достоинствами ПуВРД с механическими клапанными решетками являются простота и дешевизна, небольшой вес, надежность. Их недостаток - плохие тяговые характеристики, а именно низкая удельная и лобовая тяга, высокий удельный расход топлива, импульсный характер тяги, но главное - низкий ресурс клапанов.
Также известны конструкции ПуВРД, использующие аэродинамические клапаны, "Нестационарное распространение пламени", под ред. Дж.Г.Маркштейна, М., МИР, 1968, с.401-407. Кроме того, ПуВРД, в которых осуществлена замена механических клапанов на аэродинамические, описаны в патентах США №2796735, 1957; №2796734, 1957; №2746529, 1956; №2822037, 1958; №2812635, 1957; №3093962, 1963.
К недостаткам таких ПуВРД следует отнести низкую амплитуду пульсаций давления и, соответственно, низкий термодинамический КПД (коэффициент полезного действия).
Техническим результатом изобретения является повышение термодинамического КПД путем увеличения амплитуды пульсаций давления.
Поставленная техническая задача решается за счет интенсификации процесса массопереноса в камере сгорания, приводящего к росту скорости квазидетонационного горения и соответствующих изменений конструкции ПуВРД и его тягового узла. При этом, под "квазидетонационном" горением подразумевается горение с повышенными скоростями продвижения фронта пламени, составляющими в случае ПуВРД 60-100 м/с. Организация такого режима горения происходит за счет интенсивного массопереноса в камере сгорания. Скорость фронта пламени пропорциональна скорости массопереноса.
Указанный технический результат при осуществлении изобретения достигается тем, что в известном ПуВРД, содержащем, в частности, цилиндрическую камеру сгорания, резонаторную трубу, впускную трубу и форсунки, камера сгорания в головной части разделена на два объема трубчатым или пластинчатым пакетом, при этом первый по ходу течения объем в головной части имеет топливную форсунку и соединен с впускной трубой и форкамерой, установленной напротив форсунки, а второй объем камеры сгорания по ходу течения за трубчатым или пластинчатым элементом снабжен свечами зажигания, установленными за топливными форсунками, и имеет стенки, выполненные с кольцевыми гофрами, и далее соединен с резонаторной трубой.
Сравнение научно-технической и патентной документации на дату приоритета в основной и смежной рубриках МКИ показывает, что совокупность существенных признаков заявленного решения ранее не была известна, следовательно, оно соответствует условию патентоспособности "новизна".
Анализ известных технических решений в данной области техники показал, что предложенное устройство имеет признаки, которые отсутствуют в известных технических решениях, а использование их в заявленной совокупности признаков дает возможность получить новый технический результат, следовательно, предложенное техническое решение имеет изобретательский уровень по сравнению с существующим уровнем техники.
Предложенное техническое решение промышленно применимо, т.к. может быть изготовлено промышленным способом, работоспособно, осуществимо и воспроизводимо, следовательно, соответствует условию патентоспособности "промышленная применимость".
Другие особенности и преимущества заявляемого изобретения станут понятны из следующего детального описания, приведенного исключительно в форме неограничивающего примера и со ссылкой на прилагаемые чертежи, иллюстрирующие предпочтительный вариант реализации, на котором показана схема предлагаемого пульсирующего воздушно-реактивного детонационного двигателя (ПуВРДД).
На фиг.1 представлена схема заявляемого ПуВРДД;
на фиг.2 показан увеличенный фрагмент головной части ПуВРДД по фиг.1 с изображением форкамеры и впускной трубы;
на фиг.3 показано поперечное сечение А-А трубчатого пакета, а на фиг.4 - пластинчатого пакета.
Позициями на фиг.1-4 показаны:
1 - второй объем камеры сгорания,
2 - запальные свечи зажигания,
4 - кольцевые гофры,
5 - резонаторная труба,
6 - трубчатый или пластинчатый пакет,
7 - первый объем камеры сгорания,
8 - топливная форсунка, установленная в первом объеме камеры сгорания,
9 - передняя торцевая стенка,
10 - впускная труба,
11 - чашки аэродинамического клапана,
12 - внутренние кольцевые полости (буферные полости),
13 - форкамера,
14 - соединительный канал.
ПуВРДД, представленный на фиг.1-4, содержит камеру сгорания, выполненную из двух объемов. Второй объем 1 камеры сгорания содержит запальные свечи зажигания 2 и топливные форсунки 3. Боковые стенки второго объема 1 за запальными свечами зажигания 2 выполнены с кольцевыми гофрами 4, переходящими в резонаторную трубу 5. Второй объем 1 камеры сгорания отделен от первого объема 7 камеры сгорания трубчатым или пластинчатым (плоскощелевым) пакетом 6. Внутри первого объема 7 камеры сгорания, на ее наружной стенке, установлена топливная форсунка 8, а на передней торцевой стенке 9 закреплена впускная труба 10 с аэродинамическим клапаном из набора профилированных чашек 11 с внутренними кольцевыми полостями (буферными полостями) 12. Также на торцевой стенке 9, напротив топливной форсунки 8, выполнена форкамера 13, соединяющаяся с первым объемом 7 камеры сгорания соединительным каналом 14.
Рабочий цикл ПуВРДД осуществляется следующим образом.
Набегающий воздушный поток через впускную трубу 10 поступает в первый объем 7 камеры сгорания и далее, проходя сквозь трубчатый или пластинчатый пакет 6, попадает во второй объем 1 камеры сгорания. При подаче топлива через топливные форсунки 3 и 8 в обоих объемах 1 и 7 камеры сгорания образуется топливовоздушная смесь. Подача искры на запальные свечи зажигания 2 приводит к вспышке топливовоздушной смеси во втором объеме 1 камеры сгорания. При этом фронт пламени распространяется и вниз и вверх по потоку. При движении вверх пламя проходит через трубчатый или пластинчатый пакет 6 и воспламеняет топливовоздушную смесь в первом объеме 7 камеры сгорания. Вспышка топливовоздушной смеси в первом объеме 7 камеры сгорания приводит к выбросу продуктов сгорания, воздуха и топлива сквозь щели или трубчатые каналы пакета 6 внутрь второго объема 1 камеры сгорания, где в данный момент происходит процесс дефлаграционного горения. Это ускоряет процесс горения во втором объеме 1 камеры сгорания и далее при движении фронта пламени вдоль кольцевых гофр 4, выполняющих роль «Спирали Щепкина», происходит дальнейшее ускорение горения и переход к детонации.
Детонационный взрыв приводит к выбросу продуктов сгорания через резонаторную трубу 5 и впускную трубу 10. При этом происходит заполнение форкамеры 13 смесью воздуха, топлива и высокотемпературных продуктов сгорания. Для уменьшения выброса через впускную трубу 10 она традиционно может быть выполнена с аэродинамическим клапаном в виде набора чашек 11 с внутренними кольцевыми (буферными) полостями 12.
По мере падения давления в первом объеме 7 камеры сгорания начинается ее продувка воздухом из впускной трубы 10 и одновременно выброс высокотемпературных продуктов из форкамеры 13 на топливную форсунку 8, что приводит к интенсификации испарения топлива. Последующее поступление воздуха во второй объем 1 камеры сгорания, куда подается топливо через форсунки 3, приводит к созданию благоприятных условий для воспламенения от запальной свечи зажигания 2. Таким образом, новое воспламенение топлива от запальных свечей зажигания 2 приводит к повторению рабочего цикла.
Описанный рабочий цикл реализует на практике недавно обнаруженный механизм ускорения перехода процесса горения в детонацию при прохождении через трубчатый или пластинчатый пакет 6. Этот механизм описан в книге «Импульсные детонационные двигатели», под редакцией С.М.Фролова, ст. Т.Фудживара «Исследования импульсных детонационных двигателей в Японии», Торус Пресс, М., 2006, с.502. Он позволял в 10 (десять) раз сократить преддетанационное расстояние.
В заявляемой конструкции ПуВРДД применение подобного механизма интенсификации горения позволило получить скорости циклически следующих детонационных фронтов со скоростями до 1500 м/с.
Разумеется, изобретение не ограничивается описанным примером его осуществления, показанным на прилагаемой фигуре. Остаются возможными изменения различных элементов либо замена их технически эквивалентными, не выходящие за пределы объема настоящего изобретения.
Пульсирующий воздушно-реактивный детонационный двигатель, содержащий, в частности, цилиндрическую камеру сгорания, резонаторную трубу, впускную трубу и форсунки, отличающийся тем, что камера сгорания в головной части разделена на два объема трубчатым или пластинчатым пакетом, при этом первый по ходу течения объем в головной части имеет топливную форсунку и соединен с впускной трубой и форкамерой, установленной напротив форсунки, а второй объем камеры сгорания по ходу течения за трубчатым или пластинчатым элементом снабжен свечами зажигания, установленными за топливными форсунками, и имеет стенки, выполненные с кольцевыми гофрами и далее соединен с резонаторной трубой.
www.findpatent.ru
Изобретение относится к силовым установкам для получения тяги и обеспечения движения летательных аппаратов различного назначения. Пульсирующий детонационный двигатель содержит корпус, кольцевой воздухозаборник с центральным телом, полузамкнутую детонационную камеру сгорания, инициатор детонации, сопловой аппарат, топливную систему и систему управления. Кольцевой воздухозаборник имеет острую пилообразную входную кромку. В сопловом аппарате на выходе полузамкнутой детонационной камеры установлена система магнитогидродинамического управления фронтом выходной детонационной волны. Изобретение улучшает равномерность поля давления по сечению кольцевого канала воздухозаборника, повышает устойчивость работы двигателя и его тягу. 1 ил.
Изобретение относится к силовым установкам для получения тяги и обеспечения движения летательных аппаратов различного назначения.
Известен пульсирующий двигатель детонационного горения (патент RU №2282044, МПК F02K 7/04, 20/08/2006), содержащий корпус, камеру сгорания, кольцевой канал с входом и выходом, кольцевое сопло для подачи топливной смеси, преобразователь химической энергии топливной смеси в виде газодинамического резонатора, механизм инициирования детонации и сопло двигателя.
Недостатком известного устройства являются повышенные гидравлические потери в воздушном тракте двигателя.
Известен способ организации детонационного режима горения в камере сгорания сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя (патент RU №2285143, МПК F02K 7/10, 10.10.2006), включающий подачу топливно-воздушной газовой смеси в камеру сгорания двигателя, генерирование внутренних ударных волн в проточной части камеры сгорания, детонационное горение смеси в камере сгорания с последующим расширением продуктов детонации в сопле.
Недостатком известного способа организации детонационного режима горения в камере сгорания двигателя является сложность согласования подачи топливно-воздушной смеси, инициирования детонации и обеспечения устойчивости режима детонационного горения.
Известен также пульсирующий детонационный двигатель с магнитогидродинамическим управлением потоком (варианты) и способ управления детонацией (патент US №2287713, МПК F02K 7/02, F03H 1/00, H02K 44/08, 20.11.2006), содержащий трубу с открытым входом и выходом, между которыми расположена система поджига. На входе труба имеет систему ввода в трубу топливно-воздушной смеси. Для управления детонацией в трубе между вводом топливно-воздушной смеси и системой поджига установлена система магнитогидродинамического управления потоком.
Недостатком пульсирующего детонационного двигателя с магнитогидродинамическим управлением потоком являются потери электромагнитного поля на рассеяние детонационного фронта, распространяющегося вперед ко входу двигателя.
Наиболее близким из известных технических решений к предлагаемому детонационному двигателю является принятый за прототип гиперзвуковой пульсирующий детонационный двигатель и способ его функционирования (патент RU №2347097, МПК F02K 7/02, 20.02.2007), содержащий корпус, кольцевой воздухозаборник с центральным телом, полузамкнутую детонационную камеру сгорания, инициатор детонации, сопловой аппарат, топливную систему и систему управления. Причем полузамкнутая детонационная камера сгорания сформирована торцевой стенкой центрального тела и внутренней стенкой соплового аппарата, а кольцевой канал воздухозаборника соединен с полузамкнутой детонационной камерой сгорания регулируемым кольцевым щелевым соплом.
Недостатком известного технического решения является неустойчивая работа двигателя при наличии скоса потока на входе кольцевого воздухозаборника.
Задачей заявленного изобретения является создание пульсирующего детонационного двигателя с устойчивой работой на всех режимах полета.
Технический результат, получаемый при осуществлении изобретения, заключается в улучшении равномерности поля давления в канале кольцевого воздухозаборника, повышении устойчивости работы и тяги пульсирующего детонационного двигателя.
Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что в предлагаемом пульсирующем детонационном двигателе, содержащем корпус, кольцевой воздухозаборник с центральным телом, полузамкнутую детонационную камеру сгорания, инициатор детонации, сопловой аппарат, топливную систему и систему управления, кольцевой воздухозаборник имеет острую пилообразную входную кромку, а в сопловом аппарате на выходе полузамкнутой детонационной камеры установлена система магнитогидродинамического управления фронтом выходной детонационной волны.
Схема предлагаемого пульсирующего детонационного двигателя показана на фигуре.
Пульсирующий детонационный двигатель содержит корпус 1, кольцевой воздухозаборник 2, полузамкнутую детонационную камеру сгорания 3, сопловой аппарат 4 и систему управления 5. Центральным телом кольцевого воздухозаборника 2 является корпус 1 с топливным баком 6, теплообменником 7 и активной теплозащитой 8. Полузамкнутая детонационная камера сгорания 3 сформирована внешней поверхностью торцевой стенки 9 с регулируемой перфорацией и внутренней стенкой соплового аппарата 4, а кольцевой воздухозаборник 2 соединен с полузамкнутой детонационной камерой сгорания 3 регулируемым щелевым соплом 10. По оси камеры 3 на торцевой стенке 9 расположен инициатор детонации 11. Кольцевой воздухозаборник имеет острую пилообразную входную кромку 12 с углом при вершине 45±30°, обеспечивающую некритичность к скосам потока и небольшое лобовое сопротивление, а в сопловом аппарате 4 на выходе полузамкнутой детонационной камеры 3 установлена система 13 магнитогидродинамического управления фронтом выходной детонационной волны.
Описываемый пульсирующий детонационный двигатель функционирует следующим образом.
Поток воздуха тормозится в канале воздухозаборника 2 с повышением давления и температуры. В камеру сгорания 3 топливно-воздушную смесь с коэффициентом избытка кислорода более 0,85 подают через кольцевое щелевое сопло 10, а топливно-воздушную смесь с коэффициентом избытка кислорода менее 0,1 вводят через торцевую стенку 9 с регулируемой перфорацией. В результате сталкивания струй в центре полузамкнутой детонационной камеры 3 формируют систему ударных волн и топливно-воздушную смесь, способную детонировать, инициируют детонацию и движение фронта пересжатой детонационной волны через сопловой аппарат 4. При этом осевое магнитное поле системы магнитогидродинамического управления фронтом 13 затягивает процесс размывания фронта выходной детонационной волны, сохраняет его плоским, увеличивает осевую составляющую скорости потока и тягу двигателя.
Полезность предлагаемого изобретения и положительный эффект от его использования заключается в улучшении равномерности поля давления по сечению канала кольцевого воздухозаборника при скосах потока на входе в диапазоне ±15°, повышении устойчивости работы двигателя и его тяги.
Пульсирующий детонационный двигатель, содержащий корпус, кольцевой воздухозаборник с центральным телом, полузамкнутую детонационную камеру сгорания, инициатор детонации, сопловой аппарат, топливную систему и систему управления, отличающийся тем, что кольцевой воздухозаборник имеет острую пилообразную входную кромку, а в сопловом аппарате на выходе полузамкнутой детонационной камеры установлена система магнитогидродинамического управления фронтом выходной детонационной волны.
www.findpatent.ru
Использование: в реактивных двигательных установках. Сущность изобретения: двигатель содержит реактивное сопло с детонационной камерой горения 1, систему подачи и смесеобразования рабочей смеси 2 и систему возбуждения детонации 3. Система подачи и смесеобразования снабжена газогенератором 4, а система возбуждения детонации - форкамерой 5 и газодинамическим клапаном 6. 1 ил.
Изобретение относится к пульсирующим воздушно-реактивным двигателям с резонансными камерами сгорания, а также к комбинированным прямоточно-пульсирующим воздушно-реактивным двигателям.
Имеется опыт разработки ракетных двигателей, в которых ускоряющая камера выполняется в виде полусферы. Такое выполнение камеры способствует ускорению рабочего тела. Из химических реактивных двигателей близкими к заявленному являются пульсирующие воздушно-реактивные двигатели. Однако они имеют большой удельный расход топлива и небольшой удельный импульс, что связано с низкой степенью сжатия топливно-воздушной смеси перед сгоранием. Данные двигатели работают с фиксированной частотой, т.к. сгорание топлива происходит в камере акустического типа. Наиболее близким по принципу работы и техническому устройству к заявленному изобретению является двигатель по патенту США N 3727409, кл. F 02 K 7/08, опубликованному в 1973 г. Однако и данное устройство полностью не устраняет вышеописанные недостатки. Задача изобретения состоит в усовершенствовании конструкции пульсирующего двигателя детонационного горения (ПДДГ), в которой процесс детонации интенсифицирован за счет увеличения частоты детонационных импульсов, что приводит к увеличению тяги. Решение поставленной задачи заключается в усовершенствовании системы подачи и смесеобразования рабочей смеси, а также системы возбуждения детонации. Указанный технический эффект достигается тем, что в пульсирующем двигателе детонационного горения, содержащем реактивное сопло с детонационной камерой, систему подачи и смесеобразования рабочей смеси и систему возбуждения детонации, система подачи и смесеобразования снабжена газогенератором, а система возбуждения детонации форкамерой и газодинамическим клапаном. На чертеже представлена блочная схема пульсирующего двигателя детонационного горения, которая состоит из реактивного сопла с детонационной камерой 1, система подачи и смесеобразования рабочей смеси 2 и системы возбуждения детонации 3. Реактивное сопло с детонационной камерой 1 предназначено для преобразования химической энергии рабочего тела в кинетическую энергию продуктов детонационного сгорания путем воспламенения и ударного их дожигания. Оно представляет собой полузамкнутую полость, внутри которой установлены элементы системы возбуждения детонации. Открытый конец детонационной камеры переходит в реактивное сопло расширяющейся формы типа сопла ракетного двигателя. Система подачи и смесеобразования 2 состоит из магистралей подачи окислителя и горючего, газогенератора 4 и магистрали подачи продуктов неполного сгорания газогенератора в детонационную камеру двигателя 1. Система возбуждения детонации 3 предназначена для возбуждения, поддержания и управления детонационным процессом в детонационной камере двигателя 1. Она состоит из форкамеры 5, газодинамического клапана 6 и исполнительных элементов, размещенных в детонационной камере 1. Принцип работы двигателя основан на детонационном дожигании продуктов неполного сгорания газогенератора 4 в атмосфере рабочего тела форкамеры 5. При запуске двигателя ракетного топлива окислитель и горючее одновременно подаются в газогенератор 4, работающий по сладкой схеме, т.е. с избытком горючего. Образовавшиеся продукты неполного сгорания по газоводу подаются в детонационную камеру 1, куда одновременно поступает рабочее тело с избытком окислителя из форкамеры 5 через газодинамический клапан 6 и газовод. Газодинамический клапан 6 предназначен для предотвращения проникновений пульсаций давления в форкамеру 5, что обеспечивает ее надежную работу. Отсутствие аналогичного клапана в тракте газогенератора 4 объясняется сверхзвуковым течением продуктов сгорания, а также конструктивными особенностями выполнения газогенератора, в результате чего сама камера сгорания является гасителем колебаний. Первоначально детонационная волна возбуждается исполнительными элементами системы детонации 3, установленными в детонационной камере, что в дальнейшем приводит к детонации продуктов неполного сгорания газогенератора в атмосфере окислителя, поступающего из форкамеры. В дальнейшем поддержание детонационного процесса происходит за счет создания детонационных волн исполнительными элементами системы возбуждения детонации 3. Известно, что уровень тяги ПДДГ пропорционально зависит от объема детонационной камеры и рабочей частоты. Если, например, частота подачи топлива и частота детонационных импульсов будут увеличены вдвое, а объем камеры увеличивается в пять раз, то новый двигатель будет развивать тягу в 10 раз больше исходного уровня. Разработанная конструкция двигателя позволяет, не изменяя объема детонационной камеры, варьировать частотой детонационных импульсов в очень широких пределах. В известных устройствах максимальное значение частоты достигает нескольких десятков Герц. Это объясняется тем, что длина детонационных трубок должна быть не менее нескольких десятков их диаметров, что приводит к увеличению периода детонации за счет транспортных задержек, т.е. к уменьшению частоты детонационных импульсов. В разработанной конструкции детонация возникает не за счет детонационных трубок, а за счет принципиально новых устройств. При этом источником детонации являются скачки уплотнений, возникающие в результате взаимодействия генераторных продуктов сгорания газогенератора в окислительной атмосфере рабочего тела форкамеры. Следовательно, тяга, создаваемая разработанной схемой ПДДГ, в десятки. сотни раз (при прочих равных условиях) будет выше, чем в имеющихся двигателях, что объясняется отсутствием транспортных задержек. Кроме того, увеличение частоты детонационных импульсов приводит к уменьшению объема детонационной камеры, что в свою очередь приводит к уменьшению как массы конструкции mк, так и напряжений, действующих в ней (
=pR/
). Исходя из формулы К.Э.Циолковского 
где Vи идеальная скорость полета ЛА; 
удельный импульс, создаваемый двигателем; 
относительная масса конструкции, можно сделать вывод, что разработанная схема двигателя приводит к увеличению Vи за счет увеличения Iу и уменьшения 
к (относительной массы конструкции). При фиксированной дальности полета ЛА это приводит к уменьшению его массовых и геометрических характеристик. Кроме того, ПДДГ могут работать или как воздушно-реактивные двигатели, или как ракетные, используя окружающий воздух или имеющийся на борту ЛА запас окислителя. Это также позволяет им стать хорошими кандидатами на включение в состав гибридных двигательных установок, работающих во всем диапазоне скоростей полета.Формула изобретения
Пульсирующий двигатель детонационного горения, содержащий реактивное сопло с детонационной камерой, систему подачи и смесеобразования рабочей смеси и систему возбуждения детонации, отличающийся тем, что система подачи и смесеобразования снабжена газогенератором, а система возбуждения детонации - формкамерой и газодинамическим клапаном.РИСУНКИ
Рисунок 1www.findpatent.ru
Специалисты ОКБ им. А. М. Люльки реализуют уникальный проект «Пульсирующие детонационные двигатели». Российские машиностроители разработали проект инновационного двигателя. Проект «Пульсирующие детонационные двигатели» (ПДД) принадлежит авторству специалистов ОКБ им. А. М. Люльки. Впервые он был на недавнем форуме «Армия-2017», однако теперь создатели машины раскрыли подробности о своем детище. Данный проект реализуется под началом генерального конструктора-директора ОКБ Евгения Марчукова.
Воспользуйтесь нашими услугами
Отмечается, что новейший двигатель имеет широкие перспективы и диапазон применения: им можно оборудовать как БПЛА, так и другие самолеты различного назначения.
В ОКБ отметили, что на основе их технологий в будущем можно создать двигатели для ракетно-космических систем, а также комбинированные силовые установки самолетов, которые будут способны совершать полеты в атмосфере и за ее пределами.
Отличие ПДД от типовых реактивных двигателей в детонационном горении топливной смеси. При нем фронт горения распространяется быстрее скорости звука.
Созданные в ОКБ дозвуковые и сверхзвуковые двигатели, основанные на детонационных технологиях, уже продемонстрировали серьезно превосходство перед обычными двигателями: удельная тяга агрегатов и удельный расход топлива показали 30-50% улучшение.
Проблема создания реактивных двигателей, использующих цикл с подводом тепла при постоянном объеме (цикл Гемфри), издавна привлекала внимание изобретателей. В цикле Гемфри заложена возможность значительного повышения давления в процессе сгорания топлива, вследствие чего либо совсем не требуется предварительное сжатие топливовоздушной смеси (ТВС) перед ее подачей в камеру сгорания, либо можно ограничиться применением компрессора со значительно меньшей степенью повышения давления, чем у ГТД, использующих цикл с подводом тепла при постоянном давлении (цикл Брайтона). При этом, как показали результаты теоретических исследований, переход от цикла Брайтона к циклу Гемфри может обеспечить повышение термического к.п.д. цикла на 30…50 % и более.
Идея создания пульсирующих воздушно-реактивных двигателей (ПуВРД) была запатентована в 1906 г. русским инженером В.В. Караводиным. До 1925 г. ряд опытных ГТУ был создан Г. Хольцвартом. Несмотря на высокие для того времени параметры, ГТУ Хольцварта, равно как и установка В.В. Караводина, вследствие ряда недостатков не нашла применения в промышленности.
В 1930 г. одноклапанная камера сгорания резонансного типа была предложена Паулем Шмидтом для ПуВРД. Впоследствии она была применена на беспилотных самолетах-снарядах “Фау-1”.
Значительный вклад в решение проблемы создания ПуВРД был внесен Б.С. Стечкиным. Известно множество других попыток создания ПуВРД. Но все они заканчивались неудачами.
Перспективы использования детонационного сгорания топлива, открывшиеся в последние годы, существенно повысили интерес к двигателям периодического сгорания. Об этом свидетельствуют появившиеся в печати многочисленные проекты пульсирующих детонационных двигателей (ПуДД). Дело в том, что в детонационных волнах (ДВ) процесс сгорания ТВС осуществляется практически мгновенно, обеспечивая значительное повышение давления в камерах сгорания, имеющих форму полузамкнутого объема; при этом отпадает необходимость в выпускных клапанах.
Однако, как показывает анализ имеющихся публикаций, несмотря на многообразие предлагаемых схем ПуДД, всем им свойственно использование в качестве резонансных устройств детонационных труб значительной длины.
Преимущества цикла с детонационным сгоранием топлива обоснованы в ряде статей и обзоров авторов настоящей статьи, где дано сравнение термодинамической эффективности цикла с детонационным сгоранием топлива (ДСТ) с циклами Брайтона и Гемфри.
Отличие цикла ДСТ от цикла Гемфри состоит в том, что подвод тепла происходит не по изохоре, а по адиабате Гюгонио. Детонационное сгорание топлива термодинамически более выгодно, чем изохорическое. В газогенераторах ПуДД нет необходимости использования высоконапорных компрессоров, что упрощает конструкцию и снижает массу двигателя.
Предлагаемый ПуДД запатентован с участием авторов данной статьи в 1989 г. Были разработаны и выполнены несколько моделей тяговых модулей (ТМ) таких двигателей, которые прошли предварительные испытания. Двигатель состоит из газогенератора и тяговых модулей. Схема оригинальна и отличается отсутствием каких-либо механических клапанов и запальных устройств прерывистого действия.
Проводимые исследования позволили разработать оптимальные схемы и провести стендовые испытания новых высокочастотных ПуДД. Модельные испытания проводились на специальном импульсном стенде с использованием в качестве топлива ацетилено-воздушных смеси. Испытания аналогичной модели на керосине подтвердили в целом полученные положительные результаты.
ТМ ПуДД предлагаемой схемы состоит из реактора и резонатора. Реактор служит для подготовки ТВС к детонационному сгоранию, разлагая молекулы горючей смеси на химически активные составляющие. Подготовленная ТВС через кольцевое сопло поступает в резонатор, где и осуществляется детонационное сгорание топлива.
Образуется пересжатая ДВ, движущаяся по топливовоздушной смеси со сверхзвуковой скоростью. В ней происходит практически мгновенное сгорание топлива, сопровождающееся значительным повышением температуры и давления продуктов сгорания.
Сверхзвуковая скорость истечения продуктов сгорания на выходе из резонатора исключает необходимость сопла Лаваля. В целом рабочий процесс ТМ ПуДД может быть уподоблен тактам поршневого двигателя внутреннего сгорания. Оригинальной особенностью ТМ ПуДД предлагаемой схемы является сочетание высокой частоты пульсаций и малых размеров.
 |
| Схема устройства ПуДДа – газогенератор с тяговыми модулями; б – блок резонаторов;1 – реактор, 2 – резонатор, 3 – кольцевое сопло, 4 – топливный смеситель |
 |
| Физическая модель рабочего процесса в резонаторе |
Воспользуйтесь нашими услугами
Понравилась статья? Тогда поддержите нас, поделитесь с друзьями и заглядывайте по рекламным ссылкам!
integral-russia.ru
Пульсирующий детонационный двигатель содержит выполненные в виде отдельных модулей камеру сгорания, реактор и детонационный резонатор, соединенные между собой с возможностью замены. Внутри камеры сгорания и реактора, вдоль продольной оси двигателя, размещен воздушный канал второго контура. Изобретение позволяет использовать детонационный двигатель в качестве модели для проведения различного вида исследований, путем обеспечения возможности варьирования различными схемами составных узлов двигателя. 1 ил.
Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано для создания тяги на летательных аппаратах.
Известен пульсирующий детонационный двигатель, содержащий камеру сгорания, реактор, детонационный резонатор и воздушный канал второго контура [1].
В известном устройстве газогенератор, состоящий из камеры сгорания и реактора, и детонационный резонатор расположены в едином корпусе с образованием кольцевого канала, являющегося каналом второго контура. Такая конструкция двигателя не позволяет использовать его в качестве модели для проведения параметрических исследований с варьированием термодинамических параметров, конфигурации и размеров элементов ее проточной части при испытаниях.
Задачей, на решение которой направлено заявленное изобретение, является создание конструкции детонационного двигателя, позволяющей использовать его в качестве модели для проведения различного вида исследований, путем обеспечения возможности варьирования различными схемами составных узлов двигателя.
Технический результат достигается тем, что в пульсирующем детонационном двигателе, содержащем камеру сгорания, реактор, детонационный резонатор и воздушный канал второго контура, камера сгорания, реактор и детонационный резонатор выполнены в виде отдельных модулей, последовательно соединенных между собой с возможностью замены, а воздушный канал второго контура размещен внутри камеры сгорания и реактора вдоль продольной оси двигателя.
Признаки, отличающие заявленное изобретение от известного [1] и характеризующие выполнение камеры сгорания, реактора и детонационного резонатора в виде отдельных модулей, последовательно соединенных между собой с возможностью замены, позволяют при проведении испытаний без полного разбора двигателя быстро производить замену одного или нескольких его составных узлов, а размещение канала второго контура внутри камеры сгорания и реактора вдоль продольной оси двигателя обеспечивает достоверность результатов, получаемых в ходе исследований, позволяя использовать этот двигатель в качестве модели для проведения различного вида исследований, в том числе и с варьированием термодинамических параметров.
Изобретение поясняется чертежом, где представлен общий вид заявленного устройства.
Пульсирующий детонационный двигатель содержит выполненные в виде отдельных модулей камеру сгорания 1, реактор 2 и детонационный резонатор 3. Коаксиально цилиндрическому корпусу камеры сгорания 1 размещен цилиндрический канал 4, образующий вместе с корпусом камеры сгорания 1 кольцевой канал 5, в котором размещены горелочные устройства 6. Корпус камеры сгорания 1 соединен с корпусом реактора 2 через конфузор 7 фланцевыми соединениями. Реактор 2 представляет собой кольцевой канал 8, образованный корпусом реактора 2 и воздушным цилиндрическим каналом 4. Корпус реактора 2 соединен с корпусом резонатора 3 также фланцевым соединением.
Первый (“горячий”) контур двигателя представляет собой кольцевой канал, образованный соответствующими каналами камеры сгорания 1 и реактора 2, и предназначен для подачи пирогаза в детонационный резонатор 3. Второй (“холодный”) контур представляет цилиндрический канал 4 и предназначен для подачи воздуха в детонационный резонатор 3.
Перпендикулярно продольной оси двигателя расположены патрубки 9, 10 подвода воздуха к камере сгорания 1 и в канал 4 второго контура, что позволяет исключить влияние входного импульса на тягу устройства в целом.
Детонационный резонатор 3 состоит из кольцевого канала, в котором последовательно расположены смеситель 11, кольцевое сопло 12 и собственно резонаторная полость 13 с “тяговой стенкой” 14.
Работа устройства осуществляется следующим образом.
Сжатый воздух (с давлением, преимущественно превышающим 2 кг/см2) через штуцер 9 подается в камеру сгорания 1. Туда же через топливный коллектор 15 подается горючее, которое полностью сжигается, обеспечивая тем самым высокую температуру потока - источника предварительного нагрева.
Высокотемпературный поток продуктов сгорания из камеры сгорания 1 поступает в реактор 2, куда дополнительно подается горючее через топливный коллектор 16, причем последний может быть установлен в нескольких позициях по длине реактора 2. За счет высокой температуры потока - источника предварительного подогрева происходит пиролиз дополнительно подаваемого горючего, сопровождающийся распадом исходных молекул с образованием более высокореакционноспособных частиц.
На вход детонационного резонатора 3 подаются продукты пиролиза, а также воздух из канала 4 второго (“холодного”) контура. В резонаторе 3 реализуются периодические детонационнные процессы, способствующие преобразованию внутренней энергии рабочего тела в механическую работу силы тяги при постоянном объеме V=const. Выхлоп продуктов детонации происходит непосредственно в атмосферу из резонаторной полости 13. Действие резонатора 3 основано на известном эффекте Гартмана-Шпренгера и заключается в возникновении высокочастотных с большой амплитудой пульсационных режимов по давлению, сопровождающихся ростом температуры торможения внутри резонаторной полости 13.
Благодаря фланцевому соединению между собой камеры сгорания 1, реактора 2 и резонатора 3, каждый из этих элементов двигателя можно поменять на соответствующий элемент с измененной конструкцией. Это позволяет, например, проводить испытания различных конструкций горелочных устройств для различного вида топлива; оптимизировать процессы сжигания топлив от легких до тяжелых углеводородов, например дизельного топлива; изучать продукты пиролиза углеводородных топлив и оптимальные режимы их получения с целью использования их в детонационных устройствах; проводить испытания различных конструкций детонационных устройств с целью получения тяги с высокими удельными импульсами. Появляется возможность оптимизировать схемы смешения продуктов пиролиза и окислителя воздуха перед детонационным резонатором.
Изобретение позволяет использовать детонационный двигатель в качестве модели для проведения параметрических исследований с варьированием термодинамических параметров, конфигурации и размеров элементов ее проточной части при испытаниях.
Источник информации
1. Патент Российской Федерации №2034996, МПК 5 F 02 К 3/08, 1993 г.
Пульсирующий детонационный двигатель, содержащий камеру сгорания, реактор, детонационный резонатор и воздушный канал второго контура, отличающийся тем, что камера сгорания, реактор и детонационный резонатор выполнены в виде отдельных модулей, последовательно соединенных между собой с возможностью замены, а воздушный канал второго контура размещен внутри камеры сгорания и реактора вдоль продольной оси двигателя.
www.findpatent.ru
Опытно-конструкторское бюро имени Люльки разработало, изготовило и испытало опытный образец пульсирующего резонаторного детонационного двигателя с двухстадийным сжиганием керосиновоздушной смеси. Как сообщает ИТАР-ТАСС, средняя измеренная тяга двигателя составила около ста килограммов, а длительность непрерывной работы ─ более десяти минут. До конца текущего года ОКБ намерено изготовить и испытать полноразмерный пульсирующий детонационный двигатель.
По словам главного конструктора ОКБ имени Люльки Александра Тарасова, в ходе испытаний моделировались режимы работы, характерные для турбореактивного и прямоточного двигателей. Измеренные величины удельной тяги и удельного расхода топлива оказались на 30-50 процентов лучше, чем у обычных воздушно-реактивных двигателей. В ходе экспериментов производилось многократное включение и выключение нового двигателя, а также регулирование тяги.
На основе проведенных исследований, полученных при испытании данных, а также схемно-конструкторского анализа ОКБ имени Люльки намерено предложить разработку целого семейства пульсирующих детонационных авиационных двигателей. В частности, могут быть созданы двигатели с коротким ресурсом работы для беспилотных летательных аппаратов и ракет и самолетные двигатели с крейсерским сверхзвуковым режимом полета.
В перспективе на основе новых технологий могут быть созданы двигатели для ракетно-космических систем и комбинированных силовых установок самолетов, способных выполнять полеты в атмосфере и за ее пределами.
По оценке конструкторского бюро, новые двигатели позволят увеличить тяговооруженность самолетов в 1,5-2 раза. Кроме того, при использовании таких силовых установок дальность полета или масса авиационных средств поражения могут увеличиться на 30-50 процентов. При этом удельный вес новых двигателей будет в 1,5-2 раза меньше аналогичного показателя обычных реактивных силовых установок.
О том, что в России ведутся работы по созданию пульсирующего детонационного двигателя, сообщалось в марте 2011 года. Об этом заявил тогда Илья Федоров, управляющий директор научно-производственного объединения «Сатурн», в состав которого входит ОКБ имени Люльки. О каком именно типе детонационного двигателя шла речь, Федоров не уточнил.
В настоящее время известны три вида пульсирующих двигателей ─ клапанные, бесклапанные и детонационные. Принцип работы этих силовых установок заключается в периодической подаче в камеру сгорания топлива и окислителя, где происходит воспламенение топливной смеси и истечение продуктов сгорания из сопла с образованием реактивной тяги. Отличие от обычных реактивных двигателей заключается в детонационном горении топливной смеси, при котором фронт горения распространяется быстрее скорости звука.
Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель был изобретен еще в конце XIX века шведским инженером Мартином Вибергом. Пульсирующий двигатель считается простым и дешевым в изготовлении, однако из-за особенностей горения топлива ─ малонадежным. Впервые новый тип двигателя был использован серийно во время Второй мировой войны на немецких крылатых ракетах Фау-1. На них устанавливался двигатель Argus As-014 компании Argus-Werken.
В настоящее время несколько крупных оборонных фирм мира занимаются исследованиями в области создания высокоэффективных пульсирующих реактивных двигателей. В частности, работы ведут французская компания SNECMA и американские General Electric и Pratt & Whitney. В 2012 году Научно-исследовательская лаборатория ВМС США объявила о намерении разработать спиновый детонационный двигатель, который должен будет заменить на кораблях обычные газотурбинные силовые установки.
Спиновые детонационные двигатели отличаются от пульсирующих тем, что детонационное горение топливной смеси в них происходит непрерывно ─ фронт горения перемещается в кольцевой камере сгорания, в которой топливная смесь постоянно обновляется
Источник
В России испытали пульсирующий детонационный двигатель
Средняя оценка: 4.4. Голосов: 81Мнение автора может не совпадать с мнением редакции.
Подписывайтесь на нас в ЯндексДзен и Google+.Добавляйте в библиотеку в GooglePlay Прессе.
ya-russ.ru
