WO2014129920A1 - Устройство для сжигания топлива в непрерывной детонационной волне - Google Patents

Устройство для сжигания топлива в непрерывной детонационной волне Download PDF

Info

Publication number
WO2014129920A1
WO2014129920A1 PCT/RU2013/000130 RU2013000130W WO2014129920A1 WO 2014129920 A1 WO2014129920 A1 WO 2014129920A1 RU 2013000130 W RU2013000130 W RU 2013000130W WO 2014129920 A1 WO2014129920 A1 WO 2014129920A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
combustion chamber
detonation
spikes
slots
clause
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Ceased
Application number
PCT/RU2013/000130
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Сергей Михайлович ФРОЛОВ
Федор Сергеевич ФРОЛОВ
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
NONPROFIT PARTNERSHIP IN SCEINCE EDUCATION AND INNOVATION ACTIVITIES "CENTER FOR PULSE-DETONATION COMBUSTION"
Original Assignee
NONPROFIT PARTNERSHIP IN SCEINCE EDUCATION AND INNOVATION ACTIVITIES "CENTER FOR PULSE-DETONATION COMBUSTION"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by NONPROFIT PARTNERSHIP IN SCEINCE EDUCATION AND INNOVATION ACTIVITIES "CENTER FOR PULSE-DETONATION COMBUSTION" filed Critical NONPROFIT PARTNERSHIP IN SCEINCE EDUCATION AND INNOVATION ACTIVITIES "CENTER FOR PULSE-DETONATION COMBUSTION"
Priority to PCT/RU2013/000130 priority Critical patent/WO2014129920A1/ru
Publication of WO2014129920A1 publication Critical patent/WO2014129920A1/ru
Anticipated expiration legal-status Critical
Ceased legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23M—CASINGS, LININGS, WALLS OR DOORS SPECIALLY ADAPTED FOR COMBUSTION CHAMBERS, e.g. FIREBRIDGES; DEVICES FOR DEFLECTING AIR, FLAMES OR COMBUSTION PRODUCTS IN COMBUSTION CHAMBERS; SAFETY ARRANGEMENTS SPECIALLY ADAPTED FOR COMBUSTION APPARATUS; DETAILS OF COMBUSTION CHAMBERS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • F23M9/00—Baffles or deflectors for air or combustion products; Flame shields
    • F23M9/06—Baffles or deflectors for air or combustion products; Flame shields in fire-boxes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/16—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration with devices inside the flame tube or the combustion chamber to influence the air or gas flow
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R7/00—Intermittent or explosive combustion chambers

Definitions

  • the invention relates to devices for burning gaseous or atomized liquid fuels, namely, to gas or droplet detonation, and can be used to burn a combustible mixture in various technological devices and power plants operating in continuous detonation combustion mode.
  • a device for burning fuel in a continuous detonation wave described in the article Bykovsky F.A. and Mitrofanova V.V. Detonation combustion of a gas mixture in a cylindrical combustion chamber / Combustion and explosion physics. 1980.V. 16, N ° 5.
  • S. 107-117 which is an annular cylindrical gap with smooth walls and with an end part through the holes in which the fuel components are supplied: gaseous oxygen and combustible gas (methane, acetylene, propane or hydrogen) in a ratio corresponding to a stoichiometric fuel-oxygen mixture .
  • Detonation in an annular chamber is initiated by a high-voltage discharge with an energy of at least 10 J.
  • the disadvantage of this device is the limited existence of operating modes with one or more detonation waves (according to the supply pressures of the mixture components and the composition of the mixture).
  • Detonation is initiated by detonating an explosive mass of 0.2 g.
  • the disadvantage of this device is the high overpressure of the fuel components, which, for example, should be at least 7 MPa for hydrogen, and at least 10 MPa for methane.
  • the region of existence of operating modes with one or more detonation waves is even more limited by the supply pressures of the mixture components and the composition of the mixture than for oxygen mixtures of these combustibles.
  • a device for burning fuel in a continuous detonation wave (US 2010/0050592 A1, F02C 5/02, F02C 5/12 published March 4, 2010), in which a continuous detonation wave is generated in the combustion chamber, which is an annular gap with smooth walls. At the same time, a finished mixture of fuel and an oxidizing agent (which can be used both oxygen and air) is fed into the combustion chamber.
  • a continuous detonation wave US 2010/0050592 A1, F02C 5/02, F02C 5/12 published March 4, 2010
  • a continuous detonation wave is generated in the combustion chamber, which is an annular gap with smooth walls.
  • a finished mixture of fuel and an oxidizing agent which can be used both oxygen and air
  • the disadvantage of this device is the work only on mixtures of stoichiometric composition.
  • the solution to this problem is achieved by the proposed device for continuous detonation combustion of a combustible mixture, including an annular or disk combustion chamber, a fuel and oxidizer supply system, a detonation initiator in which turbulent obstacles are made on the inner surfaces of the combustion chamber.
  • An annular combustion chamber is formed by two coaxial bodies of any shape, for example, a circular or elliptical cylinder, with a constant or variable (in angular coordinate and (or) in time) ring gap. Changing the width of the annular gap can be used to control the thrust vector when using a combustion chamber as part of a jet engine.
  • FIG. 1a shows a diagram of the inventive device with an annular combustion chamber.
  • FIG. 16 is a diagram of the inventive device with a disk combustion chamber.
  • FIG. 36 shows possible configurations of turbulence obstacles in a disk combustion chamber: (i) configurations of turbulence obstacles based on (2); (ii) configurations of turbulence obstacles on the side wall (3).
  • FIG. 4a shows a design diagram of an annular combustion chamber with turbulent obstacles.
  • FIG. 5a shows the calculated time dependence of pressure in an annular combustion chamber with turbulent obstacles.
  • FIG. 56 shows the calculated time dependence of pressure in an annular combustion chamber with smooth walls.
  • FIG. 1a shows a diagram of the inventive device with an annular combustion chamber.
  • the main element of the device is an annular combustion chamber (1), formed by a housing (2), a central cylindrical body (3), containing obstacles-turbulizers (4), a detonation initiator (5) and a firing plate at the outlet of the channel (6), intended for supply of a combustible mixture or its components.
  • Turbulence obstacles are oriented so that during the propagation of the detonation wave to create hot spots that provide additional process stability and the expansion of the limits of detonation.
  • slots and spikes can be oriented either along the longitudinal axis of the combustion chamber, or along a helical line on the side surfaces of the combustion chamber, or at an angle to the longitudinal axis of the combustion chamber. As you move away from the bottom of the fire, their height changes or remains unchanged.
  • the cross-sectional profile of the slots has a rectangular or semicircular shape, and the spikes have the shape of a cone or a truncated cone, or a hemisphere.
  • the grain size of the sand roughness changes or remains unchanged with distance from the firing bottom.
  • Figure 2a shows examples of placement of turbulence obstacles (4) in section A (see Fig. 1a).
  • the figure Za shows, for example, possible configurations of turbulent obstacles (4).
  • FIG. 16 is a diagram of the inventive device with a disk combustion chamber.
  • the main element of the device is a disk combustion chamber (1) formed by two bases (2) and a side wall (3) (fire bottom) containing turbulent obstacles (4), a detonation initiator (5), supply channels (6) of the combustible mixture ( or its components) and the outlet (7).
  • the cross-sectional profile of the slots has a rectangular or semicircular shape, and the spikes have the shape of a cone or a truncated cone, or a hemisphere.
  • the outlet (7) is made in the lower and
  • Figures 26 and 36 show, for example, possible configurations of turbulent obstacles (4) in a disk combustion chamber.
  • the proposed device operates as follows.
  • the combustible mixture (or its components) is continuously fed into the combustion chamber (1) through the supply channels of the combustible mixture (6).
  • the supply of the combustible mixture is organized in such a way that in the annular combustion chamber the mixture moves in the axial direction, and in the circular combustion chamber in the radial direction.
  • a detonation initiator (5) is used to initiate a detonation wave.
  • a stable wave configuration is formed in the combustion chamber in the form of one or several self-sustaining detonation waves running one after another, circulating at a constant speed above the firing bottom of the chamber (1).
  • the calculation results are presented in FIG. 5a and 56, respectively.
  • the pressure graphs show that in the proposed device is formed continuous detonation wave (see Fig. 5a), while in a device without obstacles, turbulators (see Fig. 56) under the same conditions, the detonation wave is destroyed.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Ignition Installations For Internal Combustion Engines (AREA)

Abstract

Изобретение относится к устройствам для сжигания газообразного или распыленного жидкого топлива, а именно, к газовой или капельной детонации и может быть использовано для сжигания горючей смеси в различных технологических устройствах и энергетических установках, работающих в режиме непрерывного детонационного горения. Предложено устройство для детонационного сжигания топлива в непрерывной детонационной волне, включающее кольцевую или дисковую камеру сгорания с системой подачи топливных компонентов и с инициатором детонации, в котором на внутренних поверхностях камеры сгорания выполнены препятствия-турбулизаторы постоянной или переменной высоты в виде регулярных шлицов или шипов, или в виде песочной шероховатости. В поперечном сечении профиль шлица имеет прямоугольную или полукруглую форму, а шип имеет форму конуса, усеченного конуса, или полусферы. Препятствия-турбулизаторы ориентированы так, чтобы при распространении детонационной волны создавать горячие точки, обеспечивающие дополнительную устойчивость процесса. С помощью ориентации препятствий-турбулизаторов можно решать и другие задачи, например, задавать направление вектора тяги при использовании камеры сгорания в составе реактивного двигателя. Изобретение отличается высокой технологичностью и позволяет осуществить устойчивый процесс детонационного сжигания как гомогенных, так и гетерогенных топливных смесей в непрерывной детонационной волне.

Description

Устройство для сжигания топлива в непрерывной детонационной волне
Область техники
Изобретение относится к устройствам для сжигания газообразного или распыленного жидкого топлива, а именно, к газовой или капельной детонации, и может быть использовано для сжигания горючей смеси в различных технологических устройствах и энергетических установках, работающих в режиме непрерывного детонационного горения.
Одной из наиболее важных проблем при создании детонационных технологических устройств и энергетических установок является поиск условий надежного инициирования и существования самоподдерживающейся непрерывной детонационной волны в смесях горючего с окислителем в широком диапазоне давлений подачи компонентов смеси и состава смеси.
Предшествующий уровень техники
Известно устройство для сжигания топлива в непрерывной детонационной волне, описанное в статье Быковского Ф.А. и Митрофанова В.В. Детонационное сжигание газовой смеси в цилиндрической камере сгорания / Физика горения и взрыва. 1980. Т.16, N°5. С. 107-117, представляющее собой кольцевой цилиндрический зазор с гладкими стенками и с торцевой частью, через отверстия в которой подаются топливные компоненты: газообразный кислород и горючий газ (метан, ацетилен, пропан или водород) в соотношении, соответствующем стехиометрической топливно-кислородной смеси. Детонация в кольцевой камере инициируется высоковольтным разрядом с энергией не менее 10 Дж. Недостаток данного устройства - ограниченная область существования рабочих режимов с одной или несколькими детонационными волнами (по давлениям подачи компонентов смеси и по составу смеси).
Известно устройство для сжигания топлива в непрерывной детонационной волне, описанное в статье Быковского Ф.А., Митрофанова В.В. и Ведерников Е.Ф. Непрерывное детонационное сжигание топливно-воздушных смесей / Физика горения и взрыва. 1997. Т.ЗЗ, З. С. 120-131, представляющее собой цилиндрическую камеру сгорания дискообразной формы, образованную двумя основаниями, в одном из которых выполнено выходное отверстие, и боковой цилиндрической поверхностью, через отверстия в которой подаются топливные компоненты: воздух и горючее (керосин, дизельное топливо, метан, водород) в соотношении, соответствующем богатой топливно-воздушной смеси (коэффициент избытка топлива - φ = 1,3-1,7), и бедной смеси для водорода - φ ~ 0,5. Детонация инициируется посредством подрыва взрывчатого вещества массой 0,2 г. Недостаток данного устройства - высокое избыточное давление подачи топливных компонентов, которое, например, для водорода должно быть не менее 7 МПа, а для метана - не менее 10 МПа. Кроме того, для воздушных смесей водорода и углеводородов область существования рабочих режимов с одной или несколькими детонационными волнами еще более ограничена по давлениям подачи компонентов смеси и по составу смеси, чем для кислородных смесей этих горючих.
Известно устройство для сжигания топлива в непрерывной детонационной волне (US 2010/0050592 А1, F02C 5/02, F02C 5/12 опубликованно 04.03.2010), в котором непрерывная детонационная волна формируется в камере сгорания, представляющей собой кольцевой зазор с гладкими стенками. При этом в камеру сгорания подаётся готовая смесь топлива и окислителя (в качестве которого может быть использован как кислород, так и воздух). Недостаток устройства - работа только на смесях стехиометрического состава.
Наиболее близким к предлагаемому изобретению по технической сущности является устройство, описанное в патенте US 2012/0151898 А1, F02K 7/075, F02K 7/02 опубликованном 21.06.2012, в котором используется активная подготовка смеси при помощи стриммерных разрядов, генерируемых на входе в кольцевую камеру сгорания между её внешней и внутренней стенками. Это позволяет расширить концентрационные пределы детонации и допускает работу данного устройства как на топливно-кислородной смеси, так и на топливно-воздушной смеси. Недостаток устройства - сложность конструкции, а также чувствительность системы к типу топлива. В частности, при использовании жидких топлив работа установки будет нестабильна из-за наличия капель топлива в межэлектродном зазоре, что приведёт к снижению мощности разряда (вплоть до его отсутствия).
Отмеченные недостатки перечисленных выше устройств можно частично устранить, используя простые конфигурации камеры сгорания (без активной подготовки смеси) с шероховатыми стенками вместо гладких стенок. Как показано в работе «Gaseous detonations - a selective review» // В.Е. Gelfand, S.M. Frolov, M.A. Nettleton / Prog. Energy Combust. Sci., 1991, Vol. 17, No. 4, p. 327-371, шероховатость стенок канала приводит к расширению пределов детонации горючих смесей.
Раскрытие изобретения
Задачей изобретения является создание такого устройства, в котором реализуется устойчивый процесс непрерывного детонационного горения гомогенных и гетерогенных горючих смесей (включая топливно-кислородные и топливно- воздушные смеси) в широких концентрационных пределах.
Решение поставленной задачи достигается предлагаемым устройством для непрерывного детонационного горения горючей смеси, включающим кольцевую или дисковую камеру сгорания, систему подачи топлива и окислителя, инициатор детонации, в котором на внутренних поверхностях камеры сгорания выполнены препятствия-турбулизаторы.
Кольцевая камера сгорания образована двумя коаксиальными телами любой формы, например, кругового или эллиптического цилиндра, с постоянным или переменным (по угловой координате и (или) по времени) кольцевым зазором. Изменение ширины кольцевого зазора может использоваться для управления вектором тяги при использовании камеры сгорания в составе реактивного двигателя.
Дисковая камера сгорания представляет собой полый диск, образованный двумя основаниями с центральным соплом в одном из оснований и цилиндрической боковой стенкой с отверстиями для подачи топливных компонентов, причём расстояние между основаниями может изменяться по угловой координате и (или) по времени. Изменение расстояния между основаниями может использоваться для управления вектором тяги при использовании камеры сгорания в составе реактивного двигателя.
Краткое описание чертежей
На фиг. 1а приведена схема заявляемого устройства с кольцевой камерой сгорания.
На фиг. 16 приведена схема заявляемого устройства с дисковой камерой сгорания.
На фиг. 2а показаны примеры размещения препятствий-турбулизаторов в сечении А кольцевой камеры сгорания.
На фиг. 26 показаны примеры размещения препятствий-турбулизаторов в дисковой камере сгорания. На фиг. За приведены возможные конфигурации препятствий-турбулизаторов в кольцевой камере сгорания: (i) изменение высоты шлицов или шипов в продольном направлении; (ii) продольные конфигурации шлицов или шипов; (Ш) поперечные профили шлицов и шипов.
На фиг. 36 приведены возможные конфигурации препятствий-турбулизаторов в дисковой камере сгорания: (i) конфигурации препятствий-турбулизаторов на основании (2); (ii) конфигурации препятствий-турбулизаторов на боковой стенке (3).
На фиг. 4а представлена расчётная схема кольцевой камеры сгорания с препятствиями-турбулизаторами.
На фиг. 46 представлена расчётная схема кольцевой камеры сгорания с гладкими стенками.
На фиг. 5а приведена расчетная зависимость давления от времени в кольцевой камере сгорания с препятствиями-турбулизаторами.
На фиг. 56 приведена расчетная зависимость давления от времени в кольцевой камере сгорания с гладкими стенками.
Вариант осуществления изобретения
На фиг. 1а приведена схема заявляемого устройства с кольцевой камерой сгорания.
Основной элемент устройства - кольцевая камера сгорания (1), образованная корпусом (2), центральным цилиндрическим телом (3), содержащая препятствия- турбулизаторы (4), инициатор детонации (5) и огневое днище на выходе из канала (6), предназначенного для подачи горючей смеси или ее компонентов.
В кольцевой камере сгорания препятствия-турбулизаторы (4) могут быть выполнены в виде шлицов или шипов, или песочной шероховатости и расположены на внутренних поверхностях камеры сгорания.
Препятствия-турбулизаторы ориентированы так, чтобы при распространении детонационной волны создавать горячие точки, обеспечивающие дополнительную устойчивость процесса и расширение пределов детонации. С помощью ориентации препятствий-турбулизаторов можно решать и другие задачи, например, задавать направление вектора тяги при использовании камеры сгорания в составе реактивного двигателя. В кольцевой камере сгорания шлицы и шипы могут быть ориентированы либо вдоль продольной оси камеры сгорания, либо вдоль винтовой линии на боковых поверхностях камеры сгорания, либо под углом к продольной оси камеры сгорания. По мере удаления от огневого днища их высота изменяется или остаётся неизменной. Профиль поперечного сечения шлицов имеет прямоугольную или полукруглую форму, а шипов - форму конуса или усечённого конуса, или полусферы.
В кольцевой камере сгорания размер зерна песочной шероховатости изменяется или остаётся неизменным по мере удаления от огневого днища.
На фигуре 2а показаны примеры размещения препятствий-турбулизаторов (4) в сечении А (см. фиг. 1а). На фигуре За для примера приведены возможные конфигурации препятствий-турбулизаторов (4) .
На фиг. 16 приведена схема заявляемого устройства с дисковой камерой сгорания.
Основной элемент устройства - дисковая камера сгорания (1), образованная двумя основаниями (2) и боковой стенкой (3) (огневым днищем), содержащими препятствия-турбулизаторы (4), инициатор детонации (5), каналы подачи (6) горючей смеси (или ее компонентов) и выходное отверстие (7).
В дисковой камере сгорания шлицы и шипы могут быть расположены на обоих основаниях, на одном из оснований, на боковой стенке, а также на всех внутренних поверхностях камеры. Препятствия-турбулизаторы ориентированы так, чтобы при распространении детонационной волны создавать горячие точки, обеспечивающие дополнительную устойчивость процесса и расширение пределов детонации. С помощью ориентации препятствий-турбулизаторов можно решать и другие задачи, например, задавать направление вектора тяги при использовании камеры сгорания в составе реактивного двигателя. На основаниях дисковой камеры сгорания препятствия-турбулизаторы ориентированы либо по радиусу оснований, либо вдоль винтовой линии на основаниях, либо под углом к радиусу оснований, а на боковой стенке они ориентированы по высоте стенки или под углом к основаниям. По мере удаления от боковой стенки камеры сгорания высота шлицов и шипов изменяется или остаётся неизменной. Профиль поперечного сечения шлицов имеет прямоугольную или полукруглую форму, а шипов - форму конуса или усечённого конуса, или полусферы.
В дисковой камере сгорания выходное отверстие (7) выполнено в нижнем и
(или) верхнем основании (2).
В дисковой камере сгорания размер зерна песочной шероховатости изменяется или остаётся неизменным по мере удаления от боковой стенки (3) (огневого днища). На фигурах 26 и 36 для примера приведены возможные конфигурации препятствий-турбулизаторов (4) в дисковой камере сгорания.
Предлагаемое устройство работает следующим образом.
В камеру сгорания (1) через каналы подачи горючей смеси (6) непрерывно подаётся горючая смесь (или её компоненты). Подача горючей смеси организована таким образом, что в кольцевой камере сгорания смесь движется в осевом направлении, а в дисковой камере сгорания - в радиальном направлении. Для инициирования детонационной волны используется инициатор детонации (5). После кратковременного переходного периода в камере сгорания образуется устойчивая волновая конфигурация в виде одной или нескольких бегущих друг за другом самоподдерживающихся детонационных волн, циркулирующих с постоянной скоростью над огневым днищем камеры (1). В отличие от механизма распространения детонации в камере сгорания с гладкими стенками, где устойчивость рабочего режима в основном определяется интенсивностью лидирующей ударной волны, ведущей детонацию, и дифракцией волны на сжимающей стенке (внешней боковой стенке в кольцевой камере или боковой стенке в дисковой камере), в механизме распространения детонации в камере сгорания с препятствиями-турбулизаторами появляется дополнительный фактор обеспечения устойчивости рабочего режима, а именно: регулярное образование горячих точек в результате отражения ударной волны, ведущей детонацию, от препятствий-турбулизаторов. Наличие горячих точек, порожденных отражением ударной волны от препятствий-турбулизаторов, позволяет получить рабочий режим с бегущими детонационными волнами в условиях, при которых в камере с гладкими стенками такой режим невозможен.
Приводим пример сравнительного многомерного газодинамического расчёта работы предлагаемого устройства для сжигания топлива в непрерывной детонационной волне с препятствиями-турбулизаторами в кольцевой камере сгорания и аналогичного устройства с кольцевой камерой сгорания с гладкими стенками при одинаковых расходах стехиометрической смеси водорода и воздуха. Расчётные схемы кольцевых камер сгорания с препятствиями-турбулизаторами и с гладкими стенками представлены на фиг. 4а и фиг. 46 соответственно.
Результаты расчётов представлены на фиг. 5а и 56 соответственно. Из графиков давления видно, что в предлагаемом устройстве формируется непрерывная детонационная волна (см. фиг. 5а), тогда как в устройстве без препятствий- турбулизаторов (см. фиг. 56) при тех же условиях детонационная волна разрушается.
Таким образом, предложено технологичное устройство, в котором реализуется устойчивый процесс детонационного сжигания горючей смеси в непрерывной детонационной волне.

Claims

Формула изобретения
Пункт 1. Устройство для детонационного сжигания топлива в непрерывной детонационной волне, включающее кольцевую камеру сгорания, систему подачи топливных компонентов и инициатор детонации, отличающееся тем, что на внутренних поверхностях камеры сгорания выполнены препятствия-турбулизаторы.
Пункт 2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что кольцевая камера сгорания образована двумя коаксиальными телами любой формы, с постоянным или переменным (по угловой координате и (или) по времени) кольцевым зазором.
Пункт 3. Устройство по п.1, отличающееся тем, что препятствия- турбулизаторы выполнены в виде шлицов, шипов, или песочной шероховатости.
Пункт 4. Устройство по п.1, отличающееся тем, что шлицы и шипы ориентированы либо вдоль продольной оси камеры сгорания, либо вдоль винтовой линии на боковых поверхностях камеры сгорания, либо под углом к продольной оси камеры сгорания.
Пункт 5. Устройство по п.1, отличающееся тем, что высота шлицов и шипов, а также размер зерна песочной шероховатости изменяются или остаются неизменными по мере удаления от огневого днища.
Пункт 6. Устройство по п.1, отличающееся тем, что профиль поперечного сечения шлицов имеет прямоугольную или полукруглую форму, а шипов - форму конуса, усечённого конуса, или полусферы
Пункт 7. Устройство для детонационного сжигания топлива в непрерывной детонационной волне, включающее дисковую камеру сгорания, систему подачи топливных компонентов и инициатор детонации, отличающееся тем, что на внутренних поверхностях камеры сгорания выполнены препятствия-турбулизаторы.
Пункт 8. Устройство по п.7, отличающееся тем, что препятствия- турбулизаторы выполнены или в виде шлицов, или шипов, или песочной шероховатости.
Пункт 9. Устройство по п.7, отличающееся тем, что расстояние между основаниями дисковой камеры сгорания изменяется по угловой координате и (или) по времени.
Пункт 10. Устройство по п.7, отличающееся тем, что центральное сопло выполнено в нижнем и (или) верхнем основании дисковой камеры сгорания. Пункт 11. Устройство по п.7, отличающееся тем, что шлицы и шипы могут быть расположены на обоих основаниях, на одном из оснований, на боковой стенке, а также на всех внутренних поверхностях камеры.
Пункт 12. Устройство по п.П, отличающееся тем, что шлицы и шипы на основаниях ориентированы либо по радиусу оснований, либо вдоль винтовой линии на основаниях, либо под углом к радиусу оснований, а на боковой стенке они ориентированы по высоте стенки или под углом к основаниям.
Пункт 13. Устройство по п.П, отличающееся тем, что высота шлицов и шипов, а также размер зерна песочной шероховатости изменяются или остаются неизменным по мере удаления от боковой стенки камеры сгорания.
Пункт 14. Устройство по п.П, отличающееся тем, что профиль поперечного сечения шлицов имеет прямоугольную или полукруглую форму, а шипов - форму конуса, усечённого конуса, или полусферы.
PCT/RU2013/000130 2013-02-19 2013-02-19 Устройство для сжигания топлива в непрерывной детонационной волне Ceased WO2014129920A1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
PCT/RU2013/000130 WO2014129920A1 (ru) 2013-02-19 2013-02-19 Устройство для сжигания топлива в непрерывной детонационной волне

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
PCT/RU2013/000130 WO2014129920A1 (ru) 2013-02-19 2013-02-19 Устройство для сжигания топлива в непрерывной детонационной волне

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2014129920A1 true WO2014129920A1 (ru) 2014-08-28

Family

ID=51391595

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/RU2013/000130 Ceased WO2014129920A1 (ru) 2013-02-19 2013-02-19 Устройство для сжигания топлива в непрерывной детонационной волне

Country Status (1)

Country Link
WO (1) WO2014129920A1 (ru)

Cited By (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3051508A1 (fr) * 2016-05-23 2017-11-24 Safran Chambre de combustion annulaire a onde de detonation continue
RU2706870C1 (ru) * 2019-02-25 2019-11-21 Общество с ограниченной ответственностью "Новые физические принципы" Воздушно-реактивный детонационный двигатель на твердом топливе и способ его функционирования
CN111322637A (zh) * 2018-12-14 2020-06-23 通用电气公司 旋转爆震推进系统
CN112728585A (zh) * 2019-10-14 2021-04-30 通用电气公司 用于旋转爆震燃烧的系统
US20210190320A1 (en) * 2017-09-15 2021-06-24 General Electric Company Turbine engine assembly including a rotating detonation combustor
US11149954B2 (en) 2017-10-27 2021-10-19 General Electric Company Multi-can annular rotating detonation combustor
CN114321980A (zh) * 2022-01-07 2022-04-12 中国人民解放军国防科技大学 超声速气流中爆震自持稳定的喷注混合控制方法及装置
US20220325893A1 (en) * 2021-04-02 2022-10-13 Raytheon Technologies Corporation Chamber for rotating detonation engine and wall obstacles for same

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1654603A1 (ru) * 1989-04-18 1991-06-07 Институт горного дела Активатор жидких сред
US6877310B2 (en) * 2002-03-27 2005-04-12 General Electric Company Shock wave reflector and detonation chamber
RU2333423C2 (ru) * 2006-08-04 2008-09-10 ИНСТИТУТ ГИДРОДИНАМИКИ им. М.А. Лаврентьева СО РАН (ИГиЛ СО РАН) Способ инициирования детонации в горючих смесях и устройство для его осуществления
US20120131899A1 (en) * 2010-11-30 2012-05-31 General Electric Company Integrated deflagration-to-detonation obstacles and cooling fluid flow
US20120151898A1 (en) * 2009-09-23 2012-06-21 Claflin Scott System and method of combustion for sustaining a continuous detonation wave with transient plasma

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1654603A1 (ru) * 1989-04-18 1991-06-07 Институт горного дела Активатор жидких сред
US6877310B2 (en) * 2002-03-27 2005-04-12 General Electric Company Shock wave reflector and detonation chamber
RU2333423C2 (ru) * 2006-08-04 2008-09-10 ИНСТИТУТ ГИДРОДИНАМИКИ им. М.А. Лаврентьева СО РАН (ИГиЛ СО РАН) Способ инициирования детонации в горючих смесях и устройство для его осуществления
US20120151898A1 (en) * 2009-09-23 2012-06-21 Claflin Scott System and method of combustion for sustaining a continuous detonation wave with transient plasma
US20120131899A1 (en) * 2010-11-30 2012-05-31 General Electric Company Integrated deflagration-to-detonation obstacles and cooling fluid flow

Cited By (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3051508A1 (fr) * 2016-05-23 2017-11-24 Safran Chambre de combustion annulaire a onde de detonation continue
WO2017203145A1 (fr) * 2016-05-23 2017-11-30 Safran Chambre de combustion annulaire a onde de détonation continue
US20210190320A1 (en) * 2017-09-15 2021-06-24 General Electric Company Turbine engine assembly including a rotating detonation combustor
US12092336B2 (en) * 2017-09-15 2024-09-17 General Electric Company Turbine engine assembly including a rotating detonation combustor
US11149954B2 (en) 2017-10-27 2021-10-19 General Electric Company Multi-can annular rotating detonation combustor
CN111322637A (zh) * 2018-12-14 2020-06-23 通用电气公司 旋转爆震推进系统
US11898757B2 (en) 2018-12-14 2024-02-13 General Electric Company Rotating detonation propulsion system
RU2706870C1 (ru) * 2019-02-25 2019-11-21 Общество с ограниченной ответственностью "Новые физические принципы" Воздушно-реактивный детонационный двигатель на твердом топливе и способ его функционирования
CN112728585A (zh) * 2019-10-14 2021-04-30 通用电气公司 用于旋转爆震燃烧的系统
US20220325893A1 (en) * 2021-04-02 2022-10-13 Raytheon Technologies Corporation Chamber for rotating detonation engine and wall obstacles for same
CN114321980A (zh) * 2022-01-07 2022-04-12 中国人民解放军国防科技大学 超声速气流中爆震自持稳定的喷注混合控制方法及装置

Similar Documents

Publication Publication Date Title
WO2014129920A1 (ru) Устройство для сжигания топлива в непрерывной детонационной волне
CN113294264B (zh) 基于针栓喷注器的双组元变推力旋转爆震火箭发动机
EP2751408B1 (en) Method and apparatus for achieving high power flame jets and reducing quenching and autoignition in prechamber spark plugs for gas engines
US6889495B2 (en) Gas turbine combustor
US6983586B2 (en) Two-stage pulse detonation system
EP2884184A1 (en) Tuned cavity rotating detonation combustion system
JP2011047638A (ja) デフラグレーションからデトネーションへの遷移を向上させるためのパルスデトネーション燃焼器構成
CN114001375B (zh) 一种带预燃燃烧室的旋转爆震燃烧室
US7950219B2 (en) Dual mode combustion operation of a pulse detonation combustor in a hybrid engine
US7310951B2 (en) Steady-state detonation combustor and steady-state detonation wave generating method
US6662550B2 (en) Method and apparatus for improving the efficiency of pulsed detonation engines
WO2016060581A1 (ru) Устройство и способ организации рабочего процесса реактивного двигателя
CN113932252A (zh) 一种脉冲爆震与旋转爆震组合式多通道燃烧室
CN107605603A (zh) 一种用于脉冲爆震发动机的点火系统
CN119373626B (zh) 一种旋转爆轰发动机的轴向射流点火起爆系统及其方法
US20220252004A1 (en) Radial pre-detonator
US20050279083A1 (en) Folded detonation initiator for constant volume combustion device
CN220453713U (zh) 喷粉机构及旋转爆震发动机
RU2595005C2 (ru) Способ сжигания топлива и детонационное устройство для его осуществления
CN115355543A (zh) 一种复合型旋转爆震燃烧装置
RU2581308C2 (ru) Камера жидкостного ракетного двигателя
RU2315193C1 (ru) Прямоточный воздушно-реактивный двигатель с распределенным по длине тепломассоподводом
CN223048897U (zh) 一种发动机快速启动系统的喷油系统
RU2802115C1 (ru) Камера сгорания газотурбинной установки
RU2484282C1 (ru) Жидкостный ракетный двигатель

Legal Events

Date Code Title Description
NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 13876011

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

122 Ep: pct application non-entry in european phase

Ref document number: 13876011

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1