Конструкторское бюро им. Люльки разработало и испытало опытный образец пульсирующего резонаторного детонационного двигателя с 2-стадийным сжиганием керосиновоздушной смеси. Средняя измеренная тяга двигателя составляет 100 кг, длительность непрерывной работы ─ 10 минут. К концу 2013 года ОКБ планирует изготовить полноразмерный пульсирующий детонационный двигатель.
Согласно словам Александра Тарасова, главного конструктора ОКБ, в ходе испытаний были смоделированы режимы работы для турбореактивного и прямоточного двигателей. Измеренные величины удельной тяги оказались на 30-50% лучше, нежели у обычных воздушно-реактивных двигателей. В ходе экспериментов было произведено регулирование тяги, многократное включение и выключение двигателя. Согласно полученным результатам намерено предложить разработку целого семейства подобных авиационных двигателей. Кроме того, могут быть разработаны двигатели с коротким ресурсом работы для беспилотников и ракет, а также самолетные двигатели с крейсерским сверхзвуковым режимом полета.
Новые технологии позволят создать двигатели для ракетно-космических систем и комбинированных силовых установок самолетов. За счет новых двигателей можно будет увеличить тяговооруженность самолетов вдвое. При использовании подобных силовых установок дальность полета увеличатся на 30-50%. Удельный вес новых двигателей будет в 1,5-2 раза меньше веса обычных реактивных силовых установок.
О ведении работ по созданию пульсирующего детонационного двигателя стало известно в марте 2011 года. Тогда об этом сообщил Илья Федоров, занимающий пост управляющего директора научно-производственного объединения «Сатурн», в составе которого ОКБ имени Люльки.
На данный момент известны три вида пульсирующих двигателей — клапанные, бесклапанные и детонационные. Такие силовые установки работают за счет периодической подачи в камеру сгорания топлива и окислителя, где и происходит воспламенение топливной смеси. От обычных реактивных двигателей они отличаются детонационным горением топливной смеси, при котором фронт горения распространяется быстрее скорости звука. Пульсирующий двигатель был изобретен шведским инженером Мартином Вибергом в конце XIX века. Он очень прост и доступен, однако при этом является малонадежным. Впервые такой двигатель серийно был использован во время Второй мировой войны на немецких крылатых ракетах Фау-1.
Сейчас исследованиями в области разработки высокоэффективных пульсирующих реактивных двигателей занимаются французская компания SNECMA и американские General Electric и Pratt & Whitney.
www.infox.ru
Опытно-конструкторское бюро имени Люльки, которое входит в научно-производственное объединение «Сатурн» Объединенной двигателестроительной корпорации, разработало, изготовило и испытало опытный образец пульсирующего резонаторного детонационного двигателя с двухстадийным сжиганием керосиновоздушной смеси.
Средняя измеренная тяга двигателя составила около ста килограммов, а длительность непрерывной работы ─ более десяти минут, сообщает Lenta.ru со ссылкой на ИТАР-ТАСС. 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.
«Научно-производственное объединение «Сатурн» – двигателестроительная компания, специализируется на разработке, производстве и послепродажном обслуживании газотурбинных двигателей для военной и гражданской авиации, кораблей Военно-морского флота, энергогенерирующих и газоперекачивающих установок. ОАО «НПО «Сатурн» входит в состав ОАО «Управляющая компания «Объединенная двигателестроительная корпорация».
«Объединенная двигателестроительная корпорация» – дочерняя компания ОАО «ОПК «ОБОРОНПРОМ». В структуру ОДК интегрированы более 85% ведущих предприятий, специализирующихся на разработке, серийном производстве и сервисном обслуживании газотурбиной техники, а также ключевые предприятия - комплектаторы отрасли. Одним из приоритетных направлений деятельности ОДК является реализация комплексных программ развития предприятий отрасли с внедрением новых технологий, соответствующих международным стандартам.
rostec.ru
16 УДК 629.7 А.И. Долматов, д-р техн. наук, Я.С. Карпов, д-р техн. наук, И.М. Тараненко, канд. техн. наук ОБ ОДНОМ НАПРАВЛЕНИИ РЕШЕНИЯ ПРОБЛЕМЫ ПРИМЕНЕНИЯ КЕРАМИКИ В АВИАЦИОННЫХ ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЯХ
ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНТСТВО ПО ОБРАЗОВАНИЮ Государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования «НАЦИОНАЛЬНЫЙ ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ТОМСКИЙ ПОЛИТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ» Модуль
РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ (19) RU (11) (51) МПК F02K 7/02 (2006.01) 169 274 (13) U1 ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ (12) ОПИСАНИЕ ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К ПАТЕНТУ (21)(22) Заявка: 2016113177,
ТЕХНИЧЕСКАЯ ТЕРМОДИНАМИКА План лекции:. ГТУ с многоступенчатым сжатием и расширением. Замкнутые газотурбинные установки 3. Циклы реактивных двигателей Лекция 3. ГТУ С МНОГОСТУПЕНЧАТЫМ СЖАТИЕМ И РАСШИРЕНИЕМ
КОНТРОЛЬНО-ИЗМЕРИТЕЛЬНЫЕ МАТЕРИАЛЫ по дисциплине «Силовые агрегаты» Вопросы к зачету 1. Для чего предназначен двигатель, и какие типы двигателей устанавливают на отечественных автомобилях? 2. Классификация
СОДЕРЖАНИЕ Основные условные обозначения...9 Предисловие...15 Введение...17 Глава 1. ИЗМЕРЕНИЯ ПРИ ИСПЫТАНИИ ДВИГАТЕЛЕЙ...25 1.1. Виды и методы измерений 25 1.2. Средства измерений... 28 1.3. Особенности
УДК 628.51 Проектирование комбинированного глушителя шума энергетических установок Нестеров Н. С., студент Россия, 105005, г. Москва, МГТУ им. Н.Э. Баумана, кафедра «Экология и промышленная безопасность»
ДЛЯ ВУЗОВ Â.À. Ãðèãîðüåâ, Ñ.Ï. Êóçíåöîâ, À.Ñ. Ãèøâàðîâ, À.Í. Áåëîóñîâ, Ñ.Ê. Áî êàðåâ, Ñ.À. Èëüèíñêèé, Â.Ò. Øåïåëü ÈÑÏÛÒÀÍÈß ÀÂÈÀÖÈÎÍÍÛÕ ÄÂÈÃÀÒÅËÅÉ Ïîä îáùåé ðåäàêöèåé ä-ðà òåõí. íàóê, ïðîô. Â.À. Ãðèãîðüåâà,
ДВС Основные понятия и определения Основные понятия и определения ВМТ такое положение поршня в цилиндре, когда поршень наиболее удален от оси коленчатого вала. НМТ такое положение поршня в цилиндре, при
КАТАЛОГ ПРОДУКЦИИ ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ НК-38СТ ОАО «КМПО» 420036, Казань, ул. Дементьева, 1 Тел.: (843) 221-26-00 ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ НК-38СТ ОПИСАНИЕ Двигатель НК-38СТ (рис. 1.) предназначен для
На правах рукописи Дормидонтов Алексей Константинович СОВЕРШЕНСТВОВАНИЕ ЗОЛОТНИКОВОЙ КАМЕРЫ ПЕРИОДИЧЕСКОГО СГОРАНИЯ ДЛЯ ПОВЫШЕНИЯ ЛОБОВОЙ ТЯГИ ПУЛЬСИРУЮЩИХ РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ Специальность 05.07.05
Общество с ограниченной ответственностью «Инженерные технологии» образовано в августе 2010 года и является малым инновационным предприятием при Рыбинской государственной авиационной технологической академии
Электронный журнал «Труды МАИ». Выпуск 71 www.mai.ru/science/trudy/ УДК 621.454.2 Проблемные вопросы энергетической увязки параметров жидкостных ракетных двигателей Беляев Е.Н. 1 *, Воробьев А. Г 1 **.,
РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ (19) RU (11) (51) МПК F02K 7/16 (2006.01) 2 608 426 (13) C2 ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ (12) ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ К ПАТЕНТУ (21)(22) Заявка: 2015119948, 26.05.2015
РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ (19) RU (11) (51) МПК C01B 3/02 (2006.01) 171 622 (13) U1 R U 1 7 1 6 2 2 U 1 ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ (12) ОПИСАНИЕ ПОЛЕЗНОЙ МОДЕЛИ К ПАТЕНТУ (21)(22)
Д. Д. Сулимов ОАО «Авиадвигатель», г. Пермь В России свыше 70 % оборудования ТЭС выработало срок эксплуатации и устарело. Необходима массовая его замена с внедрением новых технологий производства электроэнергии
УДК 629.7.036.001 Турбоэжекторный двигатель В.Л. Письменный Изложены принципы работы, выбора оптимальных параметров и регулирования турбоэжекторных двигателей. Показана принципиальная возможность использования
Лабораторная работа 1 1 ТИПОВЫЕ ЗВЕНЬЯ САУ 1. Цель работы Исследовать динамические характеристики типовых звеньев систем автоматического управления (САУ), а также познакомиться с основными правилами структурного
Аннотация: В данной статье предлагается новый тип компрессоров с жидкостным поршнем, описывается один из вариантов конструкции компрессора и принцип его работы, а также его преимущества перед существующими
ДЛЯ ВУЗОВ Â.À. Ãðèãîðüåâ, Ñ.Ï. Êóçíåöîâ, Â.Ò. Øåïåëü ÎÑÍÎÂÛ ÄÎÂÎÄÊÈ ÀÂÈÀÖÈÎÍÍÛÕ ÃÒÄ Äîïóùåíî Ó åáíî-ìåòîäè åñêèì îáúåäèíåíèåì âûñøèõ ó åáíûõ çàâåäåíèé Ðîññèéñêîé Ôåäåðàöèè ïî îáðàçîâàíèþ â îáëàñòè àâèàöèè,
docplayer.ru
Гиперзвуковой пульсирующий детонационный двигатель содержит корпус, воздухозаборник, полузамкнутую детонационную камеру сгорания, сопловой аппарат, топливную систему и систему управления. Воздухозаборник выполнен кольцевым. Центральным телом является корпус с топливным баком, теплообменником и активной теплозащитой. Полузамкнутая детонационная камера сгорания сформирована торцевой стенкой центрального тела и внутренней стенкой соплового аппарата. Канал воздухозаборника соединен с полузамкнутой детонационной камерой сгорания регулируемым кольцевым щелевым соплом. Способ функционирования гиперзвукового пульсирующего детонационного двигателя заключается в подготовке топливной смеси, подаче ее в полузамкнутую детонационную камеру сгорания, осуществлении детонации топливной смеси в пульсирующем режиме и получении тяги. Приготовленную топливную смесь с коэффициентом избытка кислорода менее 0,1 подают в полузамкнутую детонационную камеру сгорания через торцевую перфорированную стенку. Топливную смесь с коэффициентом избытка кислорода более 0,85 подают в полузамкнутую детонационную камеру сгорания через регулируемое кольцевое щелевое сопло периодически в пульсирующем режиме и осуществляют процесс газовой детонации топливной смеси в диапазоне частот от 200 до 27000 герц. Изобретения снижают габариты и массу двигателя, улучшают технологичность конструкции, повышают надежность его работы на режимах гиперзвукового полета, а также повышают термический кпд и удельную тягу двигателя. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 1 ил.
Изобретения относятся к области машиностроения, преимущественно к силовым установкам, и могут быть использованы для получения тяги и обеспечения движения транспортных средств различного назначения.
Известен гиперзвуковой прямоточный двигатель (патент RU №2121070, МПК F02K 7/08, 27.10.1998), выполненный двухконтурным и содержащий внутренний дозвуковой и внешний сверхзвуковой контуры. Проточная часть сверхзвукового контура образована корпусами дозвукового и сверхзвукового контуров. Дозвуковой контур состоит из диффузора, коллекторов подачи топлива и воды и реактора, в котором углеводородное топливо предварительно подвергается реакции конверсии с выделением водорода, поступающего в сверхзвуковой контур.
Недостатком известного устройства является невысокая полнота сгорания углеводородного топлива.
Известен сверхзвуковой пульсирующий детонационный прямоточный воздушно-реактивный двигатель (СПДПД) и способ его функционирования (патент RU №2157909, МПК F02K 7/14, 20.10.2000). СПДПД содержит сверхзвуковой воздухозаборник, сверхзвуковую камеру смешения, сверхзвуковую камеру сгорания, сверхзвуковое сопло, устройство запуска двигателя и систему подачи топлива. Система подачи топлива содержит пилоны с соплами и клапаны изменения режима подачи топлива, связанные через систему управления подачей топлива с датчиками регистрации прохождения детонационными волнами заданных расстояний от входа и выхода камеры сгорания. Способ функционирования СПДПД заключается в том, что в момент запуска двигателя подают топливо и инициируют детонационную волну, а дальнейшую работу двигателя обеспечивают, последовательно-периодически изменяя подачу топлива, реализуя в камере сгорания богатую и бедную топливовоздушную смесь и вызывая изменения направления и скорости перемещения детонационной волны относительно камеры сгорания от ее выхода ко входу по богатой смеси и в обратном направлении по бедной смеси.
Недостатком известного устройства и способа его функционирования является неустойчивая работа СПДПД на режиме управления движением фронта детонационной волны достаточно инерционными клапанами регулирования подачи топлива.
Наиболее близким из известных технических решений к предлагаемому гиперзвуковому пульсирующему детонационному двигателю и способу его функционирования являются принятые за прототип способ и устройство для получения тяги (патент RU №2296876, МПК F02K 7/04, 10.04.2007). Устройство содержит корпус, нагнетатель, газогенератор топливной смеси с элементами подачи и приготовления топливной смеси, полузамкнутую детонационную камеру сгорания, инициатор детонации и щелевое сопло. Газогенератор и полузамкнутая детонационная камера сгорания разделены перфорированной стенкой. Способ получения тяги основан на подготовке топливной смеси, подаче ее в полузамкнутую детонационную камеру сгорания и осуществлении детонации топливной смеси в пульсирующем режиме. При этом часть топливной смеси направляют в полузамкнутую детонационную камеру сгорания через перфорированную стенку полузамкнутой детонационной камеры сгорания, подают на перфорированную стенку электрический потенциал и осуществляют процесс высокочастотной газовой детонации топливной смеси.
Недостатком известного технического решения является низкая энергетическая эффективность пиролиза углеводородного топлива для надежного приготовления топливной смеси и обеспечения устойчивой высокочастотной газовой детонации топливной смеси в полузамкнутой детонационной камере сгорания в широком диапазоне частот.
Задачей заявляемых изобретений является создание эффективного и надежного гиперзвукового пульсирующего детонационного двигателя.
Технический результат, получаемый при осуществлении изобретений, заключается в повышении термического кпд, топливной эффективности, удельной тяги, надежности и снижении массы, а также обеспечении высокой степени интегрирования гиперзвукового пульсирующего детонационного двигателя с летательным аппаратом.
Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что согласно заявляемому изобретению, в предлагаемом гиперзвуковом пульсирующем детонационном двигателе, содержащем корпус, воздухозаборник, полузамкнутую детонационную камеру сгорания, сопловой аппарат, топливную систему и систему управления, воздухозаборник выполнен кольцевым, а его центральным телом является корпус с топливным баком, теплообменником и активной теплозащитой. Полузамкнутая детонационная камера сгорания сформирована торцевой стенкой центрального тела и внутренней стенкой соплового аппарата, а канал воздухозаборника соединен с полузамкнутой детонационной камерой сгорания регулируемым кольцевым щелевым соплом. При этом торцевая стенка центрального тела выполнена перфорированной с элементами подачи топливной смеси в полузамкнутую детонационную камеру сгорания. Кроме этого топливная система содержит устройство получения водорода из интерметаллического топлива в результате реакции взаимодействия его с водной средой, а в качестве интерметаллического топлива используют порошкообразный алюминий, микрокапсулированный водорастворимым полимерным покрытием.
В способе функционирования предлагаемого гиперзвукового пульсирующего детонационного двигателя, основанном на подготовке топливной смеси, подаче ее в полузамкнутую детонационную камеру сгорания, осуществлении детонации топливной смеси в пульсирующем режиме и получении тяги, приготовленную топливную смесь с коэффициентом избытка кислорода менее 0,1 подают в полузамкнутую детонационную камеру сгорания через торцевую перфорированную стенку, а топливную смесь с коэффициентом избытка кислорода более 0,85 подают в полузамкнутую детонационную камеру сгорания через кольцевое щелевое сопло периодически в пульсирующем режиме и осуществляют процесс газовой детонации топливной смеси в диапазоне частот от 200 до 27000 герц.
Схема предлагаемого гиперзвукового пульсирующего детонационного двигателя показана на чертеже.
Гиперзвуковой пульсирующий детонационный двигатель содержит корпус 1, воздухозаборник 2, полузамкнутую детонационную камеру сгорания 3, сопловой аппарат 4 и систему управления 5. Воздухозаборник 2 выполнен кольцевым, его центральным телом является корпус 1 с топливным баком 6, теплообменником 7 и активной теплозащитой 8. Полузамкнутая детонационная камера сгорания 3 сформирована внешней поверхностью торцевой стенки 9 и внутренней стенкой соплового аппарата 4, а канал воздухозаборника 2 соединен с полузамкнутой детонационной камерой сгорания 3 регулируемым кольцевым щелевым соплом 10. Торцевая стенка 9 выполнена перфорированной с элементами подачи топливной смеси 11. Топливная система гиперзвукового пульсирующего детонационного двигателя содержит устройство получения водорода 12 из интерметаллического топлива, в качестве которого используют порошкообразный алюминий, микрокапсулированный водорастворимым полимерным покрытием.
Описываемый гиперзвуковой пульсирующий детонационный двигатель функционирует следующим образом.
Набегающий высокоскоростной поток воздуха взаимодействует с центральным телом 1 воздухозаборника 2 с образованием ударного слоя между ударной волной и поверхностью тела. При обтекании центрального тела 1 с затупленным носком за отошедшей ударной волной скорость течения обычно дозвуковая, а температура воздуха вследствие торможения потока в ударной волне и пограничном слое оказывается высокой и вполне достаточной для инициирования детонации приготовленной топливной смеси. Приготовленную топливную смесь на основе водорода подают в полузамкнутую детонационную камеру сгорания 3 двумя потоками: в первом - топливную смесь с коэффициентом избытка кислорода менее 0,1 подают в полузамкнутую детонационную камеру сгорания 3 через торцевую перфорированную стенку 9, а во втором - с коэффициентом избытка кислорода более 0,85 подают в полузамкнутую детонационную камеру сгорания 3 через регулируемое кольцевое щелевое сопло 10 периодически в пульсирующем режиме и осуществляют процесс газовой детонации топливной смеси в диапазоне частот от 200 до 27000 герц. Топливная система с помощью устройства получения водорода 12 генерирует, по мере необходимости, водород в результате осуществления реакции взаимодействия высокоэнергетичного металлического топлива с водной средой. В частности, для получения водорода используют порошкообразный алюминий, микрокапсулированный водорастворимым полимерным покрытием, хранящийся в топливном баке 6. Теплообменник 7 и активную теплозащиту 8 используют для контроля температуры и повышения теплосодержания топливной смеси в процессе ее приготовления.
Полезность предлагаемых изобретений и положительный эффект от их использования заключаются в снижении габаритов и сухого веса гиперзвукового пульсирующего детонационного двигателя, технологичности конструкции, повышении надежности его работы на режимах гиперзвукового полета. Как показывает анализ результатов исследований, термический кпд может быть повышен до 0,65, а удельная тяга двигателя до 2900 
1. Гиперзвуковой пульсирующий детонационный двигатель, содержащий корпус, воздухозаборник, полузамкнутую детонационную камеру сгорания, сопловой аппарат, топливную систему и систему управления, отличающийся тем, что воздухозаборник выполнен кольцевым, а его центральным телом является корпус с топливным баком, теплообменником и активной теплозащитой, полузамкнутая детонационная камера сгорания сформирована торцевой стенкой центрального тела и внутренней стенкой соплового аппарата, причем канал воздухозаборника соединен с полузамкнутой детонационной камерой сгорания регулируемым кольцевым щелевым соплом.
2. Гиперзвуковой пульсирующий детонационный двигатель по п.1, отличающийся тем, что торцевая стенка центрального тела выполнена перфорированной с элементами подачи топливной смеси в полузамкнутую детонационную камеру сгорания.
3. Гиперзвуковой пульсирующий детонационный двигатель по п.2, отличающийся тем, что топливная система содержит устройство получения водорода из интерметаллического топлива в результате реакции взаимодействия его с водной средой.
4. Гиперзвуковой пульсирующий детонационный двигатель по п.3, отличающийся тем, что в качестве интерметаллического топлива используют порошкообразный алюминий.
5. Гиперзвуковой пульсирующий детонационный двигатель по п.4, отличающийся тем, что используют порошкообразный алюминий микрокапсулированный с водорастворимым полимерным покрытием.
6. Способ функционирования гиперзвукового пульсирующего детонационного двигателя, заключающийся в подготовке топливной смеси, подаче ее в полузамкнутую детонационную камеру сгорания, осуществлении детонации топливной смеси в пульсирующем режиме и получении тяги, отличающийся тем, что приготовленную топливную смесь с коэффициентом избытка кислорода менее 0,1 подают в полузамкнутую детонационную камеру сгорания через торцевую перфорированную стенку, а топливную смесь с коэффициентом избытка кислорода более 0,85 подают в полузамкнутую детонационную камеру сгорания через регулируемое кольцевое щелевое сопло периодически в пульсирующем режиме и осуществляют процесс газовой детонации топливной смеси в диапазоне частот от 200 до 27000 Гц.
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.
maxpark.com
