ДЕТОНАЦИОННЫЙ ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ КРИШТОПА (ДТРДК) И СПОСОБ ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ ДТРДК
KRISHTOP'S DETONATION TURBOJET ENGINE (DTJE) AND THE METHOD FOR FUNCTIONING OF THE DTJE

Заявленное изобретение относится к области воздушно-реактивных двигателей детонационного горения, высокоэффективно работающих в широком диапазоне - от нулевых до сверхзвуковых скоростей до нескольких Махов, которые могут использоваться для дальнемагистральной сверхзвуковой высокоэффективной и надежной авиации. Возможно применение природного газа в качестве наиболее предпочтительного недорогого и легкого топлива для летательных аппаратов.
Из существующего уровня техники известны турбореактивные двигатели (ТРД) - основная тяга которых создается струей истечения продуктов при дефлаграционном горении топливно-воздушных смесей из реактивного сопла. Достоинства ТРД - это довольно высокая эффективность с удельным импульсом, равным 3000 (отношением тяги к секундному расходу топлива), при скоростях летательного аппарата в диапазоне 1-2 Маха. Но, как известно, при детонационном горении топливовоздушных смесей, например, в так называемом «спиновом» реактивном «двигателе непрерывной детонации» термический КПД гораздо более высокий в соответствии с Л[3,4,5], чем в ВРД при дефлаграционном горении топливовоздушных смесей в соответствии с Л[1,2].
Из уровня техники также известно, что детонационное горение возникает и при объемном взрыве, представляющем собой неконтролируемое выделение большого запаса энергии газовой или аэрозольной смеси горючих веществ и окислителя, заполняющих ограниченное пространство, при определенном соотношении горючего и окислителя и наличия инициирующего импульса, и, например, для смеси природного газа с воздухом в пределах доли природного газа 3,80-17,0% создаются условия для образования объемного взрыва в соответствии с Л[6-9]. Известно также, что в настоящее время исследуются конструкции детонационного пульсирующего воздушно-реактивного двигателя, использующего детонационное горение в соответствии с Л[4,5]. А также известны исследования возможности увеличения тяги двухконтурного турбореактивного двигателя с помощью выносных пульсирующих детонационных форсажных камер в соответствии с Л[3].
Однако в настоящее время из уровня техники не известен турбореактивный двигатель, работающий при детонационном горении, имеющем место при объемном взрыве топливовоздушных смесей.
Таким образом, остается актуальной задача создания детонационного турбореактивного двигателя, работающего при детонационном горении, имеющем место при объемном взрыве топливовоздушных смесей.
Задачей достижения технического результата, на который направлено заявленное изобретение, является создание Детонационного турбореактивного двигателя, работающего при детонационном горении, имеющем место при объемном взрыве топливовоздушных смесей.
Указанная задача (достижение технического результата) решается тем, что предложен Детонационный турбореактивный двигатель, по пункту 1 формулы изобретения.
Указанная задача (достижение технического результата) решается также тем, что предложен Детонационный турбореактивный двигатель, по пункту 2 формулы изобретения.
Технический результат достигается также в способе функционирования Детонационного турбореактивного двигателя (далее - ДТРД), по пункту 3 формулы изобретения.
Сущность изобретения поясняется чертежами Фиг. 1, Фиг. 2 и Фиг. 3.
На чертеже Фиг. 1 представлена функциональная схема Детонационного пульсирующего воздушно-реактивного двигателя (далее - ДПуВРД в составе ДТРД) в режиме впуска сжатого воздуха через систему шиберного устройства впуска - выпуска 21 с формированием топливовоздушной смеси в детонационной камере объемного взрыва 9, где: 1 - направление потока сжатого воздуха со стороны воздушного компрессора, воздухозаборник 18 с устройством 22 для принудительного закрытия окна впуска сжатого потока воздуха со стороны воздушного компрессора, 2 - трубопровод, 3 - переключающий двухлепестковый шибер в положении открытого впускного окна 19 и закрытого выпускного окна 20, 4 - торсион с регулируемым начальным моментом закручивания, 5 - свеча зажигания и/или детонационная трубка системы зажигания, 6 - датчик массового расхода входящего воздуха, 7 - топливная форсунка системы подачи топлива, 8 - направление перемешивания топливовоздушной смеси, 9 - детонационная камера объемного взрыва, 10 - основное выходное реактивное сопло, 11 - торсион с регулируемым начальным моментом закручивания, 12 - верхний однолепестковый шибер в положении закрытого выхода основного выходного реактивного сопла 10, 13 - нижний однолепестковый шибер в положении закрытого выхода основного выходного реактивного сопла 10, 14 - торсион с регулируемым начальным моментом закручивания, блок управления (на эскизе не показан).
На чертеже Фиг. 2 представлена функциональная схема ДПуВРД в составе ДТРД в момент инициирующего импульса объемного взрыва 17 и в режиме выпуска выхода основного потока выхлопных газов объемного взрыва из детонационной камеры объемного взрыва 9 в направлении 16, где: под действием ударной детонационной волны в открытом положении верхний однолепестковый шибер 12 и нижний однолепестковый шибер 13, и переключающий двухлепестковый шибер 3 в положении закрытого впускного окна 19 воздухозаборника 18 и открытого выпускного окна 20, в функции отвода дополнительной части выхлопных газов объемного взрыва из детонационной камеры объемного взрыва в направлении 15 в сторону входа газовой турбины 28 ДТРД, направление 16 основной части выхлопных газов объемного взрыва из детонационной камеры объемного взрыва каждого ДПуВРД в составе ДТРД, блок управления (на эскизе не показан).
На чертеже Фиг. 3 представлена функциональная схема ДТРД, в составе которого, например, два ДПуВРД, где в одном корпусе 27 расположены, например осесимметричный, воздухозаборник 24 с центральным телом 25 с регулируемыми размерами и изменяемой формой, позволяющими обеспечивать наибольшее использование дозвукового и сверхзвукового скоростного направления напора воздуха 23 с минимальными потерями, воздушный компрессор 26, создающего напор воздуха на входе систем шиберного устройства впуска - выпуска 21 с трубопроводом 2 каждого из ДПуВРД, детонационная камера объемного взрыва 9 с основным выходным реактивным соплом 10 в открытом положении верхнего однолепесткового шибера 12 и нижнего однолепесткового шибера 13 на направление 16 основной части выхлопных газов объемного взрыва из детонационной камеры объемного взрыва каждого из ДПуВРД, газовая турбина 28 привода воздушного компрессора 26, выходное реактивное сопло 29 с регулируемыми размерами и формой, позволяющими эффективно работать на дозвуковых и сверхзвуковых скоростях, например без форсажной камеры ДТРД, с направлением реактивной тяги 30, сформированной на выходе газовой турбины 28 суммой всех дополнительных частей выхлопных газов объемного взрыва из детонационной камеры объемного взрыва через системы шиберного устройства впуска - выпуска 21 всех ДПуВРД, блок управления (на эскизе не показан).
На всех чертежах Фиг. 1, Фиг. 2 и Фиг. 3 - вариант исполнения ДПуВРД в составе ДТРД с предпочтительной формой детонационной камеры объемного взрыва 9 в виде эллипсоида, а трубопровод 2 и основное выходное реактивное сопло 10 выполнены в виде предпочтительной коробчатой формы прямоугольного сечения. Устройство 22 для принудительного закрытия впускного окна 19 переключающим двухлепестковым шибером 3, выполнено, например, в виде электромагнита с подвижным сердечником с регулируемой длиной хода штока, достаточной для принудительного поворота переключающего двухлепесткового шибера 3 в положение закрытия впускного окна 19 и отрытого выпускного окна 20 на Фиг. 2. Регулируемый начальный момент закручивания торсиона 4 и торсионов 11,14 настроен на величину, обеспечивающую положение всех шиберов 3, 12 и 13, закрепленных на торсионах согласно Фиг. 1 без действия детонационной волны, но достаточную для изменения положения всех шиберов 3, 12 и 13 согласно Фиг. 2 под действием детонационной волны выхлопных газов объемного взрыва топливовоздушной смеси в детонационной камере объемного взрыва 9. Для обеспечения оптимального температурного режима работы ДПуВРД в составе ДТРД могут использоваться любые известные системы охлаждения двигателей, например естественное воздушное охлаждение.
Работа ДТРД, в составе которого два ДПуВРД, описанных по чертежам Фиг. 1, Фиг. 2 и Фиг. 3 осуществляется следующим образом.
В исходном положении ДТРД воздухозаборник 24 с центральным телом 25 с регулируемыми размерами и изменяемой формой, в положении позволяющем обеспечивать наибольшее использование дозвукового скоростного направления напора воздуха 23, а в каждом ДПуВРД устройство 22 для принудительного закрытия впускного окна 19, а также системы подачи топлива и зажигания отключены, а переключающий двухлепестковый шибер 3 в положении открытого впускного окна 19 и закрытого выпускного окна 20, под действием торсиона 4 с регулируемым начальным моментом закручивания. Для запуска в работу ДТРД раскручивают стартером (на эскизе не показан) воздушный компрессор 27 и включают устройство 22 для принудительного закрытия окна впуска 19 сжатого потока воздуха со стороны воздушного компрессора 27 для создания за счет эжекции начального разрежении в детонационной камере объемного взрыва 9 при принудительно закрытом окне впуска 19 и открытом окне выпуска 20 системы шиберного устройства впуска - выпуска 21 каждого ДПуВРД при работе воздушного компрессора 27 ДТРД, создающего скоростной напор воздуха в сторону выходного реактивного сопла 29 ДТРД, перед запуском в работу ДПуВРД. Величина определенного разряжения, формирует соответствующий сигнал датчика массового расхода входящего воздуха 6 и блок управления выключает устройство 22 для принудительного закрытия окна впуска 19. Соответственно открывается впускное окно 19 с закрытием выпускного окна 20 при изменении положения переключающего двухлепесткового шибера 3 в положение Фиг.1 под действием торсиона 4 и скоростной напор воздуха поступает по трубопроводу 2 в детонационную камеру объемного взрыва 9. По соответствующему сигналу датчика массового расхода входящего воздуха 6 блок управления включает подачу топлива через топливную форсунку 7 системы подачи топлива в детонационную камеру объемного взрыва 9 при закрытом положении верхнего однолепесткового шибера 12 и нижнего однолепесткового шибера 13 каждого ДПуВРД. Таким образом, блок управления формирует качественный состав топливовоздушной смеси в детонационной камере объемного взрыва 9 каждого ДПуВРД, соответствующий условиям образования объемного взрыва - например, для топлива природный газ это соотношение смеси природного газа с воздухом в пределах доли природного газа 3,80 - 17,0%. Далее блок управления подает инициирующий импульс 17 от свечи зажигания и/или детонационной трубки 5 системы зажигания Фиг. 2, формируя, таким образом, объемный взрыв топливовоздушной смеси в детонационной камере объемного взрыва 9 каждого ДПуВРД. Под действием детонационной волны открываются одновременно верхний однолепестковый шибер 12 и нижний однолепестковый шибер 13, а также изменяет свое положение переключающий двухлепестковый шибер 3 в положение закрытого впускного окна 19 нерегулируемого дозвукового воздухозаборника 18 и открытого выпускного окна 20, обеспечивая, таким образом, комплексную пульсирующую реактивную тягу каждого ДПуВРД за счет выхода выхлопных газов детонационного горения объемного взрыва из детонационной камеры объемного взрыва в направлении 15 и в направлении 16 Фиг. 2. При этом реактивная тяга в направлении 15 из системы шиберного устройства впуска-выпуска 21 каждого ДПуВРД направлена на вход газовой турбины 28 и обеспечивает полноценную работу газовой турбины 28 привода воздушного компрессора 26 ДТРД, также формируя общее направление реактивной тяги 30, сформированной на выходе газовой турбины 28 суммой всех дополнительных частей выхлопных газов объемного взрыва из детонационной камеры объемного взрыва через системы шиберного устройства впуска - выпуска 21 всех ДПуВРД. Далее в пульсирующем цикле работы после выхода выхлопных газов объемного взрыва из детонационной камеры объемного взрыва и создания разрежения под действием эжекции потока воздуха после воздушного компрессора 26 и под действием торсиона 4 с регулируемым начальным моментом закручивания изменяет свое положение переключающий двухлепестковый шибер 3 в положение открытого впускного окна 19 нерегулируемого дозвукового воздухозаборника 18 и закрытого выпускного окна 20 Фиг. 1 и возвращаются в закрытое положение верхний однолепестковый шибер 12 и нижний однолепестковый шибер 13 под действием торсиона 11 и торсиона 14 с регулируемым начальным моментом закручивания Фиг. 1. И затем вышеописанный пульсирующий цикл работы всех ДПуВРД в составе ДТРД повторяется, а частота пульсаций зависит от размеров детонационной камеры объемного взрыва каждого ДПуВРД. Что дает возможность создавать общий приятный звук работы сверхзвукового ДТРД, например звуком трехзвучного аккорда при использовании трех разных пар ДПуВРД с определенными размерами или септаккорда при использовании четырех разных пар ДПуВРД с определенными размерами при звуке общей комплексной реактивной тяги от реактивной тяги 30, сформированной на выходе газовой турбины 28 суммой всех дополнительных частей выхлопных газов объемного взрыва из детонационной камеры объемного взрыва через системы шиберного устройства впуска-выпуска 21 всех ДПуВРД и направлением 16 реактивной тяги основной части выхлопных газов объемного взрыва из детонационной камеры объемного взрыва из основного выходного реактивного сопла 10 всех ДПуВРД. При достижении сверхзвуковых скоростей воздухозаборник 24 с центральным телом 25 ДТРД с регулируемыми размерами и изменяемой формой, переводятся в положение позволяющее обеспечивать наибольшее использование сверхзвукового скоростного направления напора воздуха 23. Алгоритм работы других вариантов исполнения состава и элементов ДТРД аналогичен вышеописанному.
Благодаря вышеперечисленному в изобретении достигается технический результат, заключающийся в создании Детонационного турбореактивного двигателя, работающего при детонационном горении, имеющем место при объемном взрыве топливовоздушных смесей.
Список литературы
1. Кулагин В.В. Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок. Изд. 2-е. М, Машиностроение, 2003.
2. Скубачевский Г.С, Авиационные газотурбинные двигатели. Конструкция и расчет деталей, 2 изд., М., 1965; «Авиация и космонавтика», 1963, №3, с. 6-13; 1966, №2, с. 60-64; 1967, №7, с. 57-61.
3. Елисеев, Ю.С. Исследование возможности увеличения тяги двухконтурного турбореактивного двигателя с помощью выносных пульсирующих детонационных форсажных камер / Ю.С.Елисеев, Ю.Н. Нечаев, В.А. Левик [и др.] //Двигатели 21 века: тез. докладов. М.: ЦИ-АМ, 2000. - С. 16-17.
4. Елизаров, В.А. Некоторые аспекты стендовой отработки пульсирующего детонационного двигателя, работающего на керосиново-воздушном топливе / В.А. Елизаров [и др.] // Сб. научных докладов РАН. М.: ИМАШ, РАН, 2002 - С. 338-343.
5. Елистратов Нечаев, Ю.Н. Новый тип двигателя с периодическим сгоранием топлива - пульсирующий детонационный двигатель / Ю.Н. Нечаев // Вестн. академии наук авиации и космонавтики. - №2. - 2002. - С. 28-32.
6. Курант, Г. Сверхзвуковое течение и ударные волны/ Г. Курант, К. Фридрихс - М.; ИИЛ, 1950. - С. 426.
7. А.А. Васильев. Особенности применения детонации в двигательных установках, с. 129, 141-145.
8. Ф.А. Быковский и др. Инициирование детонации в потоках водородно-воздушных смесей, с. 521-539 / Импульсные Детонационные Двигатели. Под редакцией д.ф.м.н. С.М. Фролова. ТОРУС-ПРЕСС, М., 2006).
9. Инициирование газовой детонации электрическими разрядами / Импульсные Детонационные Двигатели. Под редакцией д.ф.м.н. С.М. Фролова. ТОРУС-ПРЕСС, 2006, М., с. 235-254.