http://engine.aviaport.ru/issues/25/page14.html
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.
Добавлено спустя 2 минуты 37 секунд:
Информация из патентов РФ
Изобретение относится к пульсирующим воздупшо-реактивным двигателям детонационного горения и может быть использовано, например, в качестве двигателя газореактивного электрогенератора или летательного аппарата с дозвуковыми скоростями полёта, в частности, вертолёта.
Известны пульсирующие двигатели детонационного горения — патент РФ Na 2078974, в котором частота пульсаций и тяга увеличиваются за счёт применения большого количества детонационных трубок, управляемых электронной схемой (1). Однако такая конструкция неприемлема, когда двигатель подвергается большим центробежным перегрузкам .
Известен детонационный двигатель по патенту РФ Na 2080466, включающий комбинированную камеру, позволяющую с помощью твёрдого тела управлять вектором тяги, но данное решение имеет значительную инерциальность системы, вызванную механическим перемещением твёрдого тела (2).
Наиболее близким по принципу действия и техническому исполнению является устройство по патенту РФ Na 2034996, содержащее корпус, камеру сгорания с входом, кольцевой канал с входом и выходом, преобразователь внутренней энергии рабочего тела в механическую работу силы тяги в виде газодинамического резонатора, сопло двигателя, механизм инициирования детонации и кольцевое сопло для подачи топливной смеси (3). Однако и данный двигатель обладает указанными выше недостатками.
Задачей настоящего изобретения является максимальное сокращение массогабаритов в условиях действия значительных центробежных сил, а результатом - повышение эффективности и надёжности двигателя в этих условиях.
Для этого предложен пульсирующий двигатель детонационного горения, включающий корпус и размещённые в нём камеру сгорания с входом, кольцевой канал с входом и выходом, преобразователь внутренней энергии рабочего тела в механическую работу силы тяги в виде газодинамического резонатора, сопло двигателя, механизм инициирования детонации и кольцевое сопло для подачи топливной смеси, характеризующийся тем, что камера сгорания выполнена в виде полусферического газодинамического резонатора и
сопла двигателя, , механизм инициирования детонации выполнен в виде трубки, заглушённой с одной стороны, свободный выход которой соединён с центром газодинамического резонатора, при этом соблюдены следующие соотношения:
Vi/V2 < 2L/R, где
Vi - скорость продуктов детонации,
Vг - скорость подачи топливной смеси,
2L - две длины механизма инициирования детонации 10 и радиуса резонатора 1,
R — радиус кольцевого сверхзвукового сопла 9.
Пульсирующий двигатель характеризуется тем, что двигатель снабжён вращающимся посредством крыльчатки полусферическим кавитатором, расположенным позади, с зазором, газодинамического резонатора, при этом крыльчатка крепится на наружной поверхности кавитатора.
Пульсирующий двигатель характеризуется тем, что кавитатор установлен в подшипниковом узле, расположенном на резонаторе.
Пульсирующий двигатель характеризуется тем, что двигатель снабжён воздушным патрубком для подачи воздуха, расположенном на корпусе двигателя радиально в плоскости вращения рабочего органа.
Пульсирующий двигатель характеризуется тем, воздушный патрубок имеет центробежный переключатель.
Пульсирующий двигатель характеризуется тем, что центробежный переключатель имеет запирающую пружину, расположенную в опоре на внутренней поверхности патрубка, и направляющие для его перемещения по внутренней поверхности воздушного патрубка.
Пульсирующий двигатель характеризуется тем, что воздушный патрубок имеет отверстия для забора воздуха из атмосферы.
Пульсирующий двигатель характеризуется тем, что патрубок имеет запиратель воздуха высокого давления.
На прилагаемых иллюстрациях представлен двигатель: фиг. 1 - общая схема, фиг.2 - система снабжения двигателя воздухом, фиг. 3 - сечение по A-A фиг. 2.
Цифрами на фигурах обозначено:
1 - сферический резонатор, 2 - сопло, 3 - крыльчатка, 4 - корпус, 5 - подшипниковый узел, 6 - вращающийся полусферический кавитатор, 7 - свеча
первоначального поджига, 8 - реактор, 9 - кольцевое сверхзвуковое сопло, 10 — механизм инициирования детонации, И — воздушный патрубок, 12 - патрубок воздуха высокого давления, 13 - пружина, 14 — центробежный переключатель, 15 - отверстия для забора воздуха из атмосферы, 16 — отверстия в воздушном патрубке 11, 17 — опора для пружины 13, 18 - направляющая центробежного переключателя, 19 -запиратель воздуха высокого давления.
Двигатель устанавливается на рабочий орган (лопасть вертолёта или штангу электрогенератора) и работает следующим образом.
Для запуска двигателя одновременно включается подача воздуха высокого давления (ВВД), газа (например, метана) и высокое напряжение на свечу поджига 7. ВВД попадает в воздушный патрубок 11, находящийся внутри рабочего органа ( лопасти или штанга -не показаны), где давление воздуха падает до низкого из-за значительно большего сечения патрубка. Нижняя часть патрубка 11 заперта пружинным затвором, состоящим из опоры для пружины 17, пружины 13, центробежного запирателя 14 и кольцевого сопла 16. Воздух через патрубок попадает в корпус 4 двигателя и, смешиваясь с топливом (газом) истекает через вращающуюся крыльчатку 3, которая приводит во вращение полусферический кавйтатор 6 на подшипниковом узле 5. Часть топлива подаётся также в полость реактора 8, где в кавитационных вихрях (включая холодное сотояние) частично подвергается пиролизу., Продукты пиролиза смешиваются с топливовоздушной смесью и через кольцевое сверхзвуковое сопло 9 попадают в камеру сгорания, которая состоит из резонатора 1 и сопла 2. При попадании топливовоздушной смеси на свечу 7 последняя инициирует детонацию смеси. Продукты детонации как прямые, так и отражённые от резонатора 1 через сопло 2 истекают в атмосферу. В образующуюся область пониженного давления поступает новая порция топливовоздушной смеси из кольцевого сверхзвукового сопла 9. Отражённый в механизме инициирования детонации 10, выполненном в данном случае в виде трубки, импульс давления воздействует на тошшвовоздушную смесь, и процесс повторяется.
Двигатель снабжён вращающимся посредством крыльчатки полусферическим кавитатором, расположенным позади газодинамического резонатора, с зазором (крыльчатка крепится на наружной поверхности кавитатора и способствует качественному смешению топливной смеси).
В ходе работы двигателя резонатор 1 нагревается свыше 7000C, что облегчает пиролиз топлива в реакторе 8. В реакторе 8 в кавитационных вихрях, вращающихся со скоростью более одного миллиона оборотов в минуту, происходит пиролиз части топлива, чем улучшаются условия детонации.
Под действием получаемой тяги лопасть вертолёта или колесо газореактивного электрогенератора раскручивается, а под действием центробежных сил центробежный переключатель 14 преодолевает запирающее воздействие пружины 13 и открывает отверстие 16, закрывая поступление ВВД. Воздух из атмосферы через заборные отверстия 15 поступает в патрубок 11, где под действием центробежных сил сжимается, обеспечивая работу двигателя, при этом воздушный патрубок 11 выполняет роль центробежного радиального компрессора.
Центробежный переключатель 14 имеет запирающую пружину 13, расположенную в опоре 17 на внутренней поверхности воздушного патрубка 11.
Конструкция пульсирующего двигателя детонационного горения характеризуется следующими соотношениями: Vi/V2 < 2L/R, где
Vi - скорость продуктов детонации, V г - скорость подачи топливной смеси,
2L - две длины механизма инициирования детонации 10 и радиуса резонатора 1 , R - радиус кольцевого сверхзвукового сопла 9.
Источники информации:
1. Пат. РФ JVs 2078974, F02K 7/04, F23R 7/00, опубл. 10.05.1997.
2. Пат. РФ -V° 2080466, F02K 3/08, опубл.27.05.1997.
3. Пат. РФ JVS 2034996, F02K 3/08, опубл. 10.05.1995.
Добавлено спустя 2 минуты 35 секунд:
http://www.wipo.int/pctdb/en/wo.jsp?IA= ... LAY=STATUS
