×
27.06.2014
216.012.d6de

Результат интеллектуальной деятельности: СПОСОБ ОРГАНИЗАЦИИ ДЕТОНАЦИОННОГО РЕЖИМА ГОРЕНИЯ В КАМЕРЕ СГОРАНИЯ ГИПЕРЗВУКОВОГО ПРЯМОТОЧНОГО ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ

Вид РИД

Изобретение

Аннотация: Способ организации детонационного режима горения в камере сгорания гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя включает сжатие воздуха в системе внешних и внутренних скачков уплотнения, возникающих на фиксированных и регулируемых элементах фюзеляжа и силовой установки, подачу топлива за внешней системой скачков перед камерой сгорания, формирование на ее входе детонационной волны. Детонационное горение топливовоздушной смеси осуществляют в камере сгорания, регулируя положения детонационной волны в камере сгорания в зависимости от числа Маха потока на входе в камеру сгорания посредством изменения геометрических параметров камеры сгорания и химического состава поступающей топливовоздушной смеси. Осуществляют последующее расширение продуктов горения в сопле. Топливовоздушную смесь создают на основе нанодисперсного топлива, содержащего углеродные нанотрубки с капсулированным в них водородом, которое вводят перед камерой сгорания через отверстия игольчатой топливной форсунки навстречу набегающему потоку. Генерируют в зоне горения пульсирующее электрическое поле напряженностью более 20 В/см. Изобретение направлено на повышение скорости горения топлива, улучшение полноты сгорания и топливной эффективности двигателя. 1 ил
Основные результаты: Способ организации детонационного режима горения в камере сгорания гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя, включающий сжатие воздуха в системе внешних и внутренних скачков уплотнения, возникающих на фиксированных и регулируемых элементах фюзеляжа и силовой установки, подачу топлива за внешней системой скачков перед камерой сгорания, формирование на ее входе детонационной волны, детонационное горение топливовоздушной смеси в камере сгорания, регулирование положения детонационной волны в камере сгорания в зависимости от числа Маха потока на входе в камеру сгорания посредством изменения геометрических параметров камеры сгорания и химического состава поступающей топливовоздушной смеси и последующее расширение продуктов горения в сопле, отличающийся тем, что топливовоздушную смесь создают на основе нанодисперсного топлива, содержащего углеродные нанотрубки с капсулированным в них водородом, которое вводят перед камерой сгорания через отверстия игольчатой топливной форсунки навстречу набегающему потоку, и генерируют в зоне горения пульсирующее электрическое поле напряженностью более 20 В/см.

Изобретение относится к авиационному двигателестроению, а именно к гиперзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателям (ГПВРД), и может быть использовано в силовых установках гиперзвуковых летательных аппаратов, использующих кислород воздуха в качестве окислителя.

Организация детонационного режима горения топлива в ГПВРД направлена на существенное увеличение скорости горения топлива, что позволяет улучшить полноту его сгорания, топливную эффективность и массогабаритные характеристики двигателя.

Известен способ организации детонационного режима горения в камере сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя (патент RU №2101536, МПК F02К 7/10, 1998), включающий сжатие воздуха в системе внешних и внутренних скачков уплотнения, возникающих на фиксированных и регулируемых элементах фюзеляжа и силовой установки, подачу топлива за внешней системой скачков перед камерой сгорания, формирование на ее входе детонационной волны, детонационное горение топливовоздушной газовой смеси и последующее расширение продуктов горения в сопле.

Недостатком известного способа организации детонационного режима горения в камере сгорания двигателя является достаточно протяженная камера сгорания.

Наиболее близким из известных технических решений к предлагаемому способу организации детонационного режима горения в камере сгорания гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя является принятый за прототип способ организации детонационного режима горения в камере сгорания сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя (патент RU №2285143, МПК F02К 7/10, 2006), включающий сжатие воздуха в системе внешних и внутренних скачков уплотнения, возникающих на фиксированных и регулируемых элементах фюзеляжа и силовой установки, подачу топлива за внешней системой скачков перед камерой сгорания, формирование на ее входе детонационной волны, детонационное горение топливовоздушной смеси в камере сгорания, регулирование положения детонационной волны в камере сгорания в зависимости от числа Маха потока на входе в камеру сгорания посредством изменения геометрических параметров камеры сгорания и химического состава поступающей топливовоздушной смеси и последующее расширение продуктов горения в сопле.

Недостатком известного технического решения является отсутствие эффективной подготовки топливовоздушной смеси.

Задачей заявленного изобретения является повышение эффективности смешения топлива с потоком воздуха и образования топливовоздушной смеси.

Технический результат, получаемый при осуществлении изобретения, заключается в улучшении полноты сгорания топлива и повышении топливной эффективности двигателя.

Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что в способе организации детонационного режима горения в камере сгорания гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя, включающем сжатие воздуха в системе внешних и внутренних скачков уплотнения, возникающих на фиксированных и регулируемых элементах фюзеляжа и силовой установки, подачу топлива за внешней системой скачков перед камерой сгорания, формирование на ее входе детонационной волны, детонационное горение топливовоздушной смеси в камере сгорания, регулирование положения детонационной волны в камере сгорания в зависимости от числа Маха потока на входе в камеру сгорания посредством изменения геометрических параметров камеры сгорания и химического состава поступающей топливовоздушной смеси и последующее расширение продуктов горения в сопле, топливовоздушную смесь создают на основе нанодисперсного топлива, содержащего углеродные нанотрубки с капсулированным в них водородом, которое вводят перед камерой сгорания через отверстия игольчатой топливной форсунки навстречу набегающему потоку и генерируют в зоне горения пульсирующее электрическое поле напряженностью более 20 В/см.

На фигуре 1 показана схема камеры сгорания двигателя, интегрированного с фюзеляжем летательного аппарата, реализующая предложенный способ организации детонационного режима горения в камере сгорания ГПВРД. Здесь камера сгорания 1 имеет на входе воздухозаборник смешанного сжатия 2 и на выходе регулируемое сопло 3. Воздухозаборник 2 образован фиксированной поверхностью 4 фюзеляжа 5 и регулируемой поверхностью 6. Сечение проточной части камеры сгорания 1 и ее конфигурацию регулируют подвижными стенками 6, 7 и 8. Перед камерой сгорания 1 установлена игольчатая топливная форсунка 9.

Способ осуществляют следующим образом. В поток воздуха, сжатый воздухозаборником 2, вводят через отверстия игольчатой топливной форсунки 9 навстречу набегающему потоку нанодисперсное топливо, содержащее углеродные нанотрубки с капсулированным в них водородом, и создают на входе камеры сгорания 1 топливовоздушную смесь. Игольчатая топливная форсунка 9 формирует также систему взаимодействующих наклонных ударных волн и инициирует в проточной части камеры сгорания 1 пересжатую детонационную волну, в которой происходит быстрое сгорание подготовленной топливовоздушной смеси с последующим расширением продуктов горения в сопле 3. Управление двигателем осуществляют регулировкой геометрических параметров элементов камеры сгорания 1, воздухозаборника 2 и сопла 3 в зависимости от числа Маха потока и состава топливовоздушной смеси на входе камеры сгорания 1. Для повышения устойчивости работы ГПВРД организуют пульсирующий режим детонационного горения топливовоздушной смеси с наложением пульсирующего электрического поля напряженностью более 20 В/см.

Выполненный анализ и расчеты, представленные авторами изобретения, взятого за прототип, подтверждают возможность реализации предложенного способа организации детонационного режима горения в камере сгорания и создания компактной камеры сгорания перспективного ГПВРД, обеспечивающих высокую полноту сгорания топлива и хорошие массогабаритные характеристики двигателя.

Способ организации детонационного режима горения в камере сгорания гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя, включающий сжатие воздуха в системе внешних и внутренних скачков уплотнения, возникающих на фиксированных и регулируемых элементах фюзеляжа и силовой установки, подачу топлива за внешней системой скачков перед камерой сгорания, формирование на ее входе детонационной волны, детонационное горение топливовоздушной смеси в камере сгорания, регулирование положения детонационной волны в камере сгорания в зависимости от числа Маха потока на входе в камеру сгорания посредством изменения геометрических параметров камеры сгорания и химического состава поступающей топливовоздушной смеси и последующее расширение продуктов горения в сопле, отличающийся тем, что топливовоздушную смесь создают на основе нанодисперсного топлива, содержащего углеродные нанотрубки с капсулированным в них водородом, которое вводят перед камерой сгорания через отверстия игольчатой топливной форсунки навстречу набегающему потоку, и генерируют в зоне горения пульсирующее электрическое поле напряженностью более 20 В/см.
СПОСОБ ОРГАНИЗАЦИИ ДЕТОНАЦИОННОГО РЕЖИМА ГОРЕНИЯ В КАМЕРЕ СГОРАНИЯ ГИПЕРЗВУКОВОГО ПРЯМОТОЧНОГО ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ
Источник поступления информации: Роспатент

Showing 131-140 of 274 items.
25.08.2017
№217.015.a50e

Крупноразмерная аэродинамическая модель

Изобретение относится к конструкции крупноразмерных аэродинамических моделей летательных аппаратов, применяющихся для испытаний в аэродинамических трубах. Устройство состоит из соединенных между собой сердечников фюзеляжа, крыла с подвижной механизацией, подвижного хвостового оперения с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002607675
Дата охранного документа: 10.01.2017
25.08.2017
№217.015.a5d4

Способ повышения прочности болтового металлокомпозиционного соединения

Изобретение относится к области машиностроения и может применяться в авиастроении, транспорте, строительстве, энергетике для повышения прочности и ресурса конструкций из металлических, композиционных и металлокомпозиционных материалов. Способ заключается в использовании наномодифицированной...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002607888
Дата охранного документа: 11.01.2017
25.08.2017
№217.015.acd8

Устройство для измерения давления в аэродинамических трубах

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано для измерения полного и статическое давления, их пульсаций в аэродинамических трубах и стендах. Для измерения указанных давлений предложен датчик давления, содержащий тензометрические и емкостные чувствительные элементы....
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002612733
Дата охранного документа: 13.03.2017
25.08.2017
№217.015.ae50

Гидродинамический интерцептор

Изобретение относится к области судостроения и, в частности, касается усовершенствования быстроходных судов, обеспечивает ускоренный выход судна на режим глиссирования и повышает устойчивость при движении на скорости. Предложен гидродинамический интерцептор, содержащий устройство управления,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002612941
Дата охранного документа: 14.03.2017
25.08.2017
№217.015.b614

Магистральный пассажирский самолет на криогенном топливе

Изобретение относится к авиационной технике. Магистральный пассажирский самолет на криогенном топливе состоит из фюзеляжа, стреловидного крыла большого удлинения, хвостового оперения, двигателей, расположенных на фюзеляже. Фюзеляж имеет две параллельные пассажирские кабины, между которыми...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002614443
Дата охранного документа: 28.03.2017
25.08.2017
№217.015.b78f

Мотогондола двигателя на крыле летательного аппарата

Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике. Мотогондола (1) на крыле (3) летательного аппарата установлена так, что координата по оси X составляет 0.7÷0.8 средней аэродинамической хорды крыла, отложенной от передней кромки крыла (6) до среза сопла мотогондолы (5), по оси Y...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002614870
Дата охранного документа: 30.03.2017
25.08.2017
№217.015.b84a

Способ ослабления волнового отрыва при взаимодействии скачка уплотнения с пограничным слоем

Изобретение относится к области летательных аппаратов околозвуковых скоростей. Способ ослабления волнового отрыва при взаимодействии скачка уплотнения с пограничным слоем на обтекаемой поверхности включает выполнение выдува струй округлой поперечной формы из обтекаемой поверхности перед скачком...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002615251
Дата охранного документа: 04.04.2017
25.08.2017
№217.015.cc1d

Осесимметричная носовая часть фюзеляжа летательного аппарата

Изобретение относится к области авиационной техники. Осесимметричная носовая часть фюзеляжа затуплена по торцу и ее боковая поверхность имеет образующую, которая составлена из двух дуг окружностей и элемента, задаваемого степенной зависимостью радиуса от продольной координаты. Изобретение...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002620455
Дата охранного документа: 25.05.2017
25.08.2017
№217.015.cffe

Имитатор сигналов мостовых тензорезисторных датчиков

Изобретение относится к измерительной технике и предназначено для имитации сигналов мостовых тензорезисторных датчиков при проведении метрологических исследований и калибровке быстродействующих измерительных систем в автоматическом режиме. Имитатор сигналов мостовых тензорезисторных датчиков...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002620895
Дата охранного документа: 30.05.2017
26.08.2017
№217.015.e18f

Способ теплопрочностных испытаний обтекателей гиперзвуковых летательных аппаратов и установка для его реализации

Изобретение относится к методике теплопрочностных испытаний носовых обтекателей и передних кромок воздухозаборника гиперзвуковых летательных аппаратов (далее ГЛА) с помощью инфракрасных нагревателей по программе гиперзвукового полета и касается способа создания большой величины плотности...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002625637
Дата охранного документа: 17.07.2017
Showing 131-140 of 160 items.
25.08.2017
№217.015.a50e

Крупноразмерная аэродинамическая модель

Изобретение относится к конструкции крупноразмерных аэродинамических моделей летательных аппаратов, применяющихся для испытаний в аэродинамических трубах. Устройство состоит из соединенных между собой сердечников фюзеляжа, крыла с подвижной механизацией, подвижного хвостового оперения с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002607675
Дата охранного документа: 10.01.2017
25.08.2017
№217.015.a5d4

Способ повышения прочности болтового металлокомпозиционного соединения

Изобретение относится к области машиностроения и может применяться в авиастроении, транспорте, строительстве, энергетике для повышения прочности и ресурса конструкций из металлических, композиционных и металлокомпозиционных материалов. Способ заключается в использовании наномодифицированной...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002607888
Дата охранного документа: 11.01.2017
25.08.2017
№217.015.acd8

Устройство для измерения давления в аэродинамических трубах

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано для измерения полного и статическое давления, их пульсаций в аэродинамических трубах и стендах. Для измерения указанных давлений предложен датчик давления, содержащий тензометрические и емкостные чувствительные элементы....
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002612733
Дата охранного документа: 13.03.2017
25.08.2017
№217.015.ae50

Гидродинамический интерцептор

Изобретение относится к области судостроения и, в частности, касается усовершенствования быстроходных судов, обеспечивает ускоренный выход судна на режим глиссирования и повышает устойчивость при движении на скорости. Предложен гидродинамический интерцептор, содержащий устройство управления,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002612941
Дата охранного документа: 14.03.2017
25.08.2017
№217.015.b614

Магистральный пассажирский самолет на криогенном топливе

Изобретение относится к авиационной технике. Магистральный пассажирский самолет на криогенном топливе состоит из фюзеляжа, стреловидного крыла большого удлинения, хвостового оперения, двигателей, расположенных на фюзеляже. Фюзеляж имеет две параллельные пассажирские кабины, между которыми...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002614443
Дата охранного документа: 28.03.2017
25.08.2017
№217.015.b78f

Мотогондола двигателя на крыле летательного аппарата

Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике. Мотогондола (1) на крыле (3) летательного аппарата установлена так, что координата по оси X составляет 0.7÷0.8 средней аэродинамической хорды крыла, отложенной от передней кромки крыла (6) до среза сопла мотогондолы (5), по оси Y...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002614870
Дата охранного документа: 30.03.2017
25.08.2017
№217.015.b84a

Способ ослабления волнового отрыва при взаимодействии скачка уплотнения с пограничным слоем

Изобретение относится к области летательных аппаратов околозвуковых скоростей. Способ ослабления волнового отрыва при взаимодействии скачка уплотнения с пограничным слоем на обтекаемой поверхности включает выполнение выдува струй округлой поперечной формы из обтекаемой поверхности перед скачком...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002615251
Дата охранного документа: 04.04.2017
25.08.2017
№217.015.cc1d

Осесимметричная носовая часть фюзеляжа летательного аппарата

Изобретение относится к области авиационной техники. Осесимметричная носовая часть фюзеляжа затуплена по торцу и ее боковая поверхность имеет образующую, которая составлена из двух дуг окружностей и элемента, задаваемого степенной зависимостью радиуса от продольной координаты. Изобретение...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002620455
Дата охранного документа: 25.05.2017
25.08.2017
№217.015.cffe

Имитатор сигналов мостовых тензорезисторных датчиков

Изобретение относится к измерительной технике и предназначено для имитации сигналов мостовых тензорезисторных датчиков при проведении метрологических исследований и калибровке быстродействующих измерительных систем в автоматическом режиме. Имитатор сигналов мостовых тензорезисторных датчиков...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002620895
Дата охранного документа: 30.05.2017
26.08.2017
№217.015.e18f

Способ теплопрочностных испытаний обтекателей гиперзвуковых летательных аппаратов и установка для его реализации

Изобретение относится к методике теплопрочностных испытаний носовых обтекателей и передних кромок воздухозаборника гиперзвуковых летательных аппаратов (далее ГЛА) с помощью инфракрасных нагревателей по программе гиперзвукового полета и касается способа создания большой величины плотности...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002625637
Дата охранного документа: 17.07.2017
+ добавить свой РИД