Login| Sign Up| Help| Contact|

Patent Searching and Data


Title:
AIR-JET PULSE DETONATION ENGINE (VARIANTS)
Document Type and Number:
WIPO Patent Application WO/2015/016733
Kind Code:
A1
Abstract:
An air-jet pulse detonation engine containing an inlet device, a bypass channel, a fuel supply system, an ignition source, an aerodynamic valve with a control system, a combustion chamber and an outlet nozzle. The combustion chamber has a round cross-section, and has a section without obstacles and a section with obstacles, in the form of corrugations. The combustion chamber section obstacles include central obstacles and peripheral obstacles. The walls of the combustion chamber section without obstacles are smooth and/or are provided with regular or irregular roughness elements. The inlet device is in the form of a subsonic non-adjustable air intake, or is in the form of an adjustable air intake. The combustion chamber can be in the form of an assembly (A), comprised of a set of same-type combustion chambers, each of which having a diaphragm at the outlet thereof, or can contain a second assembly (B) comprised of a common channel having assembly A connected to to one side thereof and an outlet nozzle connected to the other side thereof. The invention is directed at increasing the efficiency of an air-jet engine, with the possibility of controlling the thrust characteristics thereof under launch and flight conditions.

Inventors:
FROLOV SERGEY MIHAILOVICH (RU)
ZANGIEV ALAN ELBRUSOVICH (RU)
IVANOV VLADISLAV SERGEEVICH (RU)
AVDEEV KONSTANTIN ALEKSEEVICH (RU)
Application Number:
PCT/RU2013/000663
Publication Date:
February 05, 2015
Filing Date:
August 01, 2013
Export Citation:
Click for automatic bibliography generation   Help
Assignee:
NONPROFIT PARTNERSHIP IN SCEINCE EDUCATION AND INNOVATION ACTIVITIES CT FOR PULSE DETONATION COMB (RU)
International Classes:
F02K7/06
Foreign References:
RU2443893C12012-02-27
US20120131901A12012-05-31
RU2430303C12011-09-27
Download PDF:
Claims:
Формула изобретения

Пункт 1. Воздушно-реактивный импульсный детонационный двигатель, включающий входное устройство, обводной канал, систему подачи топлива, источник зажигания, воздушный клапан с системой управления, секцию камеры сгорания с препятствиями, секцию камеры сгорания без препятствий и выходное сопло, отличающийся тем, что, входное устройство выполнено в виде дозвукового нерегулируемого воздухозаборника без ресивера, камера сгорания имеет поперечное сечение круговой, прямоугольной, овальной и др. геометрической формы, секция камеры сгорания с препятствиями включает центральные и периферийные препятствия, а стенки секции камеры сгорания без препятствий выполнены гладкими и/или снабжены регулярными или нерегулярными элементами шероховатости.

Пункт 2. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что расстояние между входным сечением воздухозаборника и воздушным клапаном находится в пределах (0,4-0,5)ί/, где d - гидравлический диаметр камеры сгорания.

Пункт 3. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что воздушный клапан может быть с механическим, гидравлическим, пневматическим или электромеханическим приводом или может приводиться в движение под действием перепада давления на нем.

Пункт 4. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что привод воздушного клапана управляет частотой открытия/закрытия воздушного клапана так, чтобы длина заполняемого участка камеры сгорания изменялась в пределах от LDDT ДО LCC, где LDDT - значение преддетонационного расстояния при заданном составе топливно-воздушной смеси и при заданных условиях старта или условиях полета (от старта с начальной нулевой скоростью до полета с дозвуковой или трансзвуковой скоростью), a Lcc - длина камеры сгорания (расстояние от воздушного клапана до начала выходного сопла), причем максимальная частота открытия/закрытия воздушного клапана определяется условиями старта и условиями полета.

Пункт 5. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что воздушный клапан может быть выполнен охлаждаемым или неохлаждаемым.

Пункт 6. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что источник зажигания представляет собой предпочтительно опоясывающую форкамеру (не менее одной) с распределенными отверстиями для подачи турбулентных струй горячих продуктов горения, или набор любых других источников (не менее одного) зажигания, способных поджечь высокоскоростной поток горючей смеси, например, электроразрядных свечей, одиночных форкамер, лазерных лучей, струй химически активных веществ, расположенных по периметру камеры сгорания.

Пункт 7. Устройство по п.6, отличающееся тем, что опоясывающая форкамера оснащена системой подачи топливных компонентов, обеспечивающей подготовку топливно-воздушной смеси, предпочтительно обогащенной топливом, и выполнена в виде замкнутого полого канала, установленного внутри или снаружи камеры сгорания, в котором имеются распределённые отверстия, соединяющие внутреннюю полость форкамеры с камерой сгорания, и источники зажигания.

Пункт 8. Устройство по п.6, отличающееся тем, что распределённые отверстия опоясывающей форкамеры имеют острые кромки, а их диаметр меньше, чем максимальный гасящий размер отверстий, при котором прямой переход пламени из форкамеры в камеру сгорания невозможен, а вместо пламени в камеру сгорания из форкамеры поступают струи высокотемпературных турбулентных продуктов горения.

Пункт 9. Устройство по п.1, отличающееся тем, что камера сгорания имеет постоянное или переменное поперечное сечение и заполняется горючей смесью полностью или частично. При этом характерный размер поперечного сечения камеры сгорания превышает минимальное значение, требуемое для надежного перехода горения в детонацию и распространения детонации в самоподдерживающемся режиме.

Пункт 10. Устройство по п.1, отличающееся тем, что секция камеры сгорания с препятствиями состоит из двух участков: участка с центральными и периферийными препятствиями, имеющего длину не более 0,2Lcc и участка с периферийными препятствиями, имеющего длину не более 0,3Lcc- Пункт 11. Устройство по п.1, отличающееся тем, что периферийные препятствия в секции камеры сгорания с препятствиями могут быть выполнены в виде поперечных и/или винтовых шлицов с прямоугольным и/или треугольным профилем и/или в виде цилиндрических и/или призматических пальцев, причем во всех случаях коэффициент перекрытия сечения Кр = 1 - Sip/S2, не превышает 0,3, где Slp - площадь проходного сечения камеры сгорания с периферийными препятствиями, a S2 - площадь того же поперечного сечения камеры сгорания без препятствий.

Пункт 12. Устройство по п.1, отличающееся тем, что центральные препятствия в секции камеры сгорания с препятствиями могут быть выполнены в виде дисков, имеющих форму круга и/или многогранника, и/или многолучевой звезды, причем во всех случаях коэффициент перекрытия сечения Кс = 1 - Sic S2, не превышает 0,2, где Sjc - площадь проходного сечения камеры сгорания с центральными препятствиями.

Пункт 13. Устройство по п.1, отличающееся тем, что периферийные и/или центральные препятствия могут быть выполнены охлаждаемыми и/или неохлаждаемыми.

Пункт 14. Устройство по п.1, отличающееся тем, что регулярные или нерегулярные элементы шероховатости на стенках секции камеры сгорания без препятствий имеют форму поперечной или винтовой нарезки, или распределенных шипов, или песочной шероховатости.

Пункт 15. Устройство по п.1, отличающееся тем, что выходное сопло выполнено в виде сопла Лаваля с диаметром критического сечения (dK) не более ( ,7d).

Пункт 16. Воздушно-реактивный импульсный детонационный двигатель, включающий входное устройство, обводной канал, систему подачи топлива, источник зажигания, воздушный клапан с системой управления, секцию камеры сгорания с препятствиями, секцию камеры сгорания без препятствий и выходное сопло, отличающееся тем, что входное устройство выполнено в виде регулируемого воздухозаборника, камера сгорания имеет поперечное сечение круговой, прямоугольной, овальной и др. геометрической формы, секция камеры сгорания с препятствиями включает центральные и периферийные препятствия, а стенки секции камеры сгорания без препятствий выполнены гладкими и/или снабжены регулярными или нерегулярными элементами шероховатости.

Пункт 17. Устройство по п.16, отличающееся тем, что регулируемый воздухозаборник может быть выполнен как по схеме внешнего сжатия с перемещаемым центральным телом для изменения площади минимального сечения, так и по схеме с внутренним сжатием с подвижной рампой для изменения площади минимального сечения.

Пункт 18. Устройство по п.16, отличающееся тем, что расстояние между входным сечением воздухозаборника и воздушным клапаном находится в пределах (3- 4)с/.

Пункт 19. Устройство по п.16, отличающееся тем, что воздушный клапан может быть с механическим, гидравлическим, пневматическим или электромеханическим приводом или может приводиться в движение под действием перепада давления на нем.

Пункт 20. Устройство по п. 16, отличающееся тем, что привод воздушного клапана управляет частотой открытия/закрытия воздушного клапана так, чтобы длина заполняемого участка камеры сгорания изменялась в пределах от LDDT ДО L<X, где LDDT - значение преддетонационного расстояния при заданном составе топливно-воздушной смеси и при заданных условиях старта или условиях полета (от старта с начальной нулевой скоростью до полета с дозвуковой, трансзвуковой или сверхзвуковой скоростью), a Lcc - длина камеры сгорания (расстояние от воздушного клапана до начала выходного сопла), причем максимальная частота открытия/закрытия воздушного клапана определяется условиями старта и условиями полета.

Пункт 21. Устройство по п. 16, отличающееся тем, что воздушный клапан может быть выполнен охлаждаемым или неохлаждаемым.

Пункт 22. Устройство по п.16, отличающееся тем, что источник зажигания представляет собой предпочтительно опоясывающую форкамеру (не менее одной) с распределенными отверстиями для подачи турбулентных струй горячих продуктов горения, или набор любых других источников (не менее одного) зажигания, способных поджечь высокоскоростной поток горючей смеси, например, электроразрядных свечей, одиночных форкамер, лазерных лучей, струй химически активных веществ, расположенных по периметру камеры сгорания.

Пункт 23. Устройство по п.22, отличающееся тем, что опоясывающая форкамера оснащена системой подачи топливных компонентов, обеспечивающей подготовку топливно-воздушной смеси, предпочтительно обогащенной топливом, и выполнена в виде замкнутого полого канала, установленного внутри или снаружи камеры сгорания, в котором имеются распределённые отверстия, соединяющие внутреннюю полость форкамеры с камерой сгорания, и источники зажигания.

Пункт 24. Устройство по п.22, отличающееся тем, что распределённые отверстия опоясывающей форкамеры имеют острые кромки, а их диаметр меньше, чем максимальный гасящий размер отверстий, при котором прямой переход пламени из форкамеры в камеру сгорания невозможен, а вместо пламени в камеру сгорания из форкамеры поступают струи высокотемпературных турбулентных продуктов горения.

Пункт 25. Устройство по п.16, отличающееся тем, что камера сгорания имеет постоянное или переменное поперечное сечение и заполняется горючей смесью полностью или частично. При этом характерный размер поперечного сечения камеры сгорания превышает минимальное значение, требуемое для надежного перехода горения в детонацию и распространения детонации в самоподдерживающемся режиме.

Пункт 26. Устройство по п.16, отличающееся тем, что секция камеры сгорания с препятствиями состоит из двух участков: участка с центральными и периферийными препятствиями, имеющего длину не более 0,1 Lcc и участка с периферийными препятствиями, имеющего длину не более 0,4Lcc-

Пункт 27. Устройство по п.16, отличающееся тем, что периферийные препятствия в секции камеры сгорания с препятствиями могут быть выполнены в виде поперечных и/или винтовых шлицов с прямоугольным и/или треугольным профилем и/или в виде цилиндрических и/или призматических пальцев, причем во всех случаях коэффициент перекрытия сечения Кр = 1 - Sip/S2, не превышает 0,3, где Slp - площадь проходного сечения камеры сгорания с периферийными препятствиями, a S2 - площадь того же поперечного сечения камеры сгорания без препятствий.

Пункт 28. Устройство по п.16, отличающееся тем, что центральные препятствия в секции камеры сгорания с препятствиями могут быть выполнены в виде дисков, имеющих форму круга и/или многогранника, и/или многолучевой звезды, причем во всех случаях коэффициент перекрытия сечения Кс = 1 - Sic/S2, не превышает 0,2, где Sic - площадь проходного сечения камеры сгорания с центральными препятствиями.

Пункт 29. Устройство по п.16, отличающееся тем, что периферийные и/или центральные препятствия могут быть выполнены охлаждаемыми и/или неохлаждаемыми.

Пункт 30. Устройство по п.16, отличающееся тем, что регулярные или нерегулярные элементы шероховатости на стенках секции камеры сгорания без препятствий имеют форму поперечной или винтовой нарезки, или распределенных шипов, или песочной шероховатости.

Пункт 31. Устройство по п.16, отличающееся тем, что выходное сопло выполнено в виде сопла Лаваля с диаметром критического сечения (dK) не более (0,5с/).

Пункт 32. Воздушно-реактивный импульсный детонационный двигатель, включающий входное устройство, обводной канал, систему подачи топлива, источник зажигания, воздушный клапан с системой управления, камеру сгорания с системой препятствий и выходное сопло, отличающееся тем, что, входное устройство выполнено в виде дозвукового нерегулируемого воздухозаборника без ресивера, камера сгорания выполнена в виде двух блоков А и Б, первый из которых (блок А) представляет собой набор однотипных автономных камер сгорания с источниками зажигания, имеющих поперечное сечение круговой, прямоугольной, овальной и др. геометрической формы, при этом секция автономной камеры сгорания с препятствиями включает центральные и периферийные препятствия, а стенки секции автономной камеры сгорания без препятствий выполнены гладкими и/или снабжены регулярными или нерегулярными элементами шероховатости, и на выходе каждой автономной камеры сгорания установлена диафрагма, а второй из которых (блок Б) представляет собой общий канал, к которому с одной стороны присоединен блок А, а с другой - выходное сопло.

Пункт 33. Устройство по п.32, отличающееся тем, что расстояние между входным сечением воздухозаборника и воздушным клапаном находится в пределах (0,4-0,5)6, где Ъ - гидравлический диаметр общего канала (блока Б).

Пункт 34. Устройство по п.32, отличающееся тем, что воздушный клапан может быть с механическим, гидравлическим, пневматическим или электромеханическим приводом или может приводиться в движение под действием перепада давления на нем.

Пункт 35. Устройство по п. 32, отличающееся тем, что привод воздушного клапана управляет частотой открытия/закрытия воздушного клапана так, чтобы автономные камеры сгорания блока А заполнялись горючей смесью полностью, а длина заполняемого участка блока Б камеры сгорания изменялась в пределах от 0 до LB, где LB - длина блока Б камеры сгорания, причем максимальная частота открытия/закрытия воздушного клапана определяется условиями старта и условиями полета.

Пункт 36. Устройство по п.32, отличающееся тем, что воздушный клапан может быть выполнен охлаждаемым или неохлаждаемым.

Пункт 37. Устройство по п.32, отличающееся тем, что автономная камера сгорания имеет постоянное или переменное поперечное сечение, при этом характерный размер поперечного сечения камеры сгорания превышает минимальное значение, требуемое для надежного перехода горения в детонацию и распространения детонации в самопод держивающемся режиме. Пункт 38. Устройство по п.32, отличающееся тем, что секция автономной камеры сгорания с препятствиями состоит из двух участков: участка с центральными и периферийными препятствиями, имеющего длину не более 0,2Lcc и участка с периферийными препятствиями, имеющего длину не более 0,31_<χ·

Пункт 39. Устройство по п.32, отличающееся тем, что периферийные препятствия в секции автономной камеры сгорания с препятствиями могут быть выполнены в виде поперечных и/или винтовых шлицов с прямоугольным и/или треугольным профилем и/или в виде цилиндрических и/или призматических пальцев, причем во всех случаях коэффициент перекрытия сечения Кр = 1 - Sip/S2, не превышает 0,3, где Slp - площадь проходного сечения автономной камеры сгорания с периферийными препятствиями, a S2 - площадь того же поперечного сечения автономной камеры сгорания без препятствий.

Пункт 40. Устройство по п.32, отличающееся тем, что центральные препятствия в секции автономной камеры сгорания с препятствиями могут быть выполнены в виде дисков, имеющих форму круга и/или многогранника, и/или многолучевой звезды, причем во всех случаях коэффициент перекрытия сечения Кс = 1 - Sic S2, не превышает 0,2, где Slc - площадь проходного сечения автономной камеры сгорания с центральными препятствиями.

Пункт 41. Устройство по п.32, отличающееся тем, что периферийные и/или центральные препятствия могут быть выполнены охлаждаемыми и/или неохлаждаемыми.

Пункт 42. Устройство по п.32, отличающееся тем, что регулярные или нерегулярные элементы шероховатости на стенках секции автономной камеры сгорания без препятствий имеют форму поперечной или винтовой нарезки, или распределенных шипов, или песочной шероховатости.

Пункт 43. Устройство по п.32, отличающееся тем, что источник зажигания автономной камеры сгорания представляет собой предпочтительно опоясывающую форкамеру (не менее одной) с распределенными отверстиями для подачи турбулентных струй горячих продуктов горения, или набор любых других источников (не менее одного) зажигания, способных поджечь высокоскоростной поток горючей смеси, например, электроразрядных свечей, одиночных форкамер, лазерных лучей, струй химически активных веществ, расположенных по периметру камеры сгорания. Пункт 44. Устройство по п.43, отличающееся тем, что опоясывающая форкамера оснащена системой подачи топливных компонентов, обеспечивающей подготовку топливно-воздушной смеси, предпочтительно обогащенной топливом, и выполнена в виде замкнутого полого канала, установленного внутри или снаружи камеры сгорания, в котором имеются распределённые отверстия, соединяющие внутреннюю полость форкамеры с камерой сгорания, и источники зажигания.

Пункт 45. Устройство по п.43, отличающееся тем, что распределённые отверстия опоясывающей форкамеры имеют острые кромки, а их диаметр меньше, чем максимальный гасящий размер отверстий, при котором прямой переход пламени из форкамеры в камеру сгорания невозможен, а вместо пламени в камеру сгорания из форкамеры поступают струи высокотемпературных турбулентных продуктов горения.

Пункт 46. Устройство по п.32, отличающееся тем, что автономные камеры сгорания в блоке А могут быть охлаждаемыми и/или неохлаждаемыми.

Пункт 47. Устройство по п.32, отличающееся тем, что автономные камеры сгорания в блоке А могут быть установлены соосно или под углом друг к другу, причем внешний контур поперечного сечения блока А может быть круговой, прямоугольной, овальной и др. геометрической формы.

Пункт 48. Устройство по п.32, отличающееся тем, что диафрагма каждой из автономных камер сгорания блока А может быть выполнена в виде сопла Лаваля с диаметром критического сечения (dK) не более (Q.9d), где d - гидравлический диаметр автономной камеры сгорания, или в виде сужающегося сопла с минимальным диаметром не более ( ,9d).

Пункт 49. Устройство по п.32, отличающееся тем, что блок Б камеры сгорания имеет постоянное или переменное поперечное сечение и заполняется горючей смесью полностью или частично, причем характерный размер поперечного сечения блока Б камеры сгорания не превышает предельное значение, требуемое для надежного перепуска детонации из блока А и обеспечивает последующее распространение детонации в самоподдерживающемся режиме.

Пункт 50. Устройство по п.32, отличающееся тем, что выходное сопло выполнено в виде сопла Лаваля с диаметром критического сечения (dK) не более (0,7b).

Пункт 51. Воздушно-реактивный импульсный детонационный двигатель, включающий входное устройство, обводной канал, систему подачи топлива, источник зажигания, воздушный клапан с системой управления, камеру сгорания с системой препятствий и выходное сопло, отличающееся тем, что, входное устройство выполнено в виде регулируемого воздухозаборника, камера сгорания выполнена в виде двух блоков А и Б, первый из которых (блок А) представляет собой набор однотипных автономных камер сгорания с источниками зажигания, имеющих поперечное сечение круговой, прямоугольной, овальной и др. геометрической формы, при этом секция автономной камеры сгорания с препятствиями включает центральные и периферийные препятствия, а стенки секции автономной камеры сгорания без препятствий выполнены гладкими и/или снабжены регулярными или нерегулярными элементами шероховатости, и на выходе каждой автономной камеры сгорания установлена диафрагма, а второй (блок Б) представляет собой общий канал, к которому с одной стороны присоединен блок А, а с другой - выходное сопло.

Пункт 52. Устройство по п.51, отличающееся тем, что регулируемый воздухозаборник может быть выполнен как по схеме внешнего сжатия с перемещаемым центральным телом для изменения площади минимального сечения, так и по схеме с внутренним сжатием с подвижной рампой для изменения площади минимального сечения.

Пункт 53. Устройство по п.51, отличающееся тем, что расстояние между входным сечением воздухозаборника и воздушным клапаном находится в пределах (3- А)Ъ.

Пункт 54. Устройство по п.51, отличающееся тем, что воздушный клапан может быть с механическим, гидравлическим, пневматическим или электромеханическим приводом или может приводиться в движение под действием перепада давления на нем.

Пункт 55. Устройство по п.51, отличающееся тем, что привод воздушного клапана управляет частотой открытия/закрытия воздушного клапана так, чтобы автономные камеры сгорания блока А заполнялись горючей смесью полностью, а длина заполняемого участка блока Б камеры сгорания изменялась в пределах от 0 до LB, где LB - длина блока Б камеры сгорания, причем максимальная частота открытия/закрытия воздушного клапана определяется условиями старта и условиями полета.

Пункт 56. Устройство по п.51, отличающееся тем, что воздушный клапан может быть выполнен охлаждаемым или неохлаждаемым. Пункт 57. Устройство по п.51, отличающееся тем, что автономная камера сгорания имеет постоянное или переменное поперечное сечение, при этом характерный размер поперечного сечения камеры сгорания превышает минимальное значение, требуемое для надежного перехода горения в детонацию и распространения детонации в самоподдерживающемся режиме.

Пункт 58. Устройство по п.51, отличающееся тем, что секция автономной камеры сгорания с препятствиями состоит из двух участков: участка с центральными и периферийными препятствиями, имеющего длину не более 0,1 Lcc и участка с периферийными препятствиями, имеющего длину не более 0,4Lcc- Пункт 59. Устройство по п.51, отличающееся тем, что периферийные препятствия в секции автономной камеры сгорания с препятствиями могут быть выполнены в виде поперечных и/или винтовых шлицов с прямоугольным и/или треугольным профилем и/или в виде цилиндрических и/или призматических пальцев, причем во всех случаях коэффициент перекрытия сечения Кр = 1 - Sip/S2, не превышает 0,3, где Slp - площадь проходного сечения автономной камеры сгорания с периферийными препятствиями, a S2 - площадь того же поперечного сечения автономной камеры сгорания без препятствий.

Пункт 60. Устройство по п.51, отличающееся тем, что центральные препятствия в секции автономной камеры сгорания с препятствиями могут быть выполнены в виде дисков, имеющих форму круга и/или многогранника, и/или многолучевой звезды, причем во всех случаях коэффициент перекрытия сечения Ке = 1 - Sic/S2, не превышает 0,2, где Sic - площадь проходного сечения автономной камеры сгорания с центральными препятствиями.

Пункт 61. Устройство по п.51, отличающееся тем, что периферийные и/или центральные препятствия могут быть выполнены охлаждаемыми и/или неохлаждаемыми.

Пункт 62. Устройство по п.51, отличающееся тем, что регулярные или нерегулярные элементы шероховатости на стенках секции автономной камеры сгорания без препятствий имеют форму поперечной или винтовой нарезки, или распределенных шипов, или песочной шероховатости.

Пункт 63. Устройство по п.51, отличающееся тем, что источник зажигания автономной камеры сгорания представляет собой предпочтительно опоясывающую форкамеру (не менее одной) с распределенными отверстиями для подачи турбулентных струй горячих продуктов горения, или набор любых других источников (не менее одного) зажигания, способных поджечь высокоскоростной поток горючей смеси, например, электроразрядных свечей, одиночных форкамер, лазерных лучей, струй химически активных веществ, расположенных по периметру камеры сгорания.

Пункт 64. Устройство по п.63, отличающееся тем, что опоясывающая форкамера оснащена системой подачи топливных компонентов, обеспечивающей подготовку топливно-воздушной смеси, предпочтительно обогащенной топливом, и выполнена в виде замкнутого полого канала, установленного внутри или снаружи камеры сгорания, в котором имеются распределённые отверстия, соединяющие внутреннюю полость форкамеры с камерой сгорания, и источники зажигания.

Пункт 65. Устройство по п.63, отличающееся тем, что распределённые отверстия опоясывающей форкамеры имеют острые кромки, а их диаметр меньше, чем максимальный гасящий размер отверстий, при котором прямой переход пламени из форкамеры в камеру сгорания невозможен, а вместо пламени в камеру сгорания из форкамеры поступают струи высокотемпературных турбулентных продуктов горения.

Пункт 66. Устройство по п.51, отличающееся тем, что автономные камеры сгорания в блоке А могут быть охлаждаемыми и/или неохлаждаемыми.

Пункт 67. Устройство по п.51, отличающееся тем, что автономные камеры сгорания в блоке А могут быть установлены соосно или под углом друг к другу, причем внешний контур поперечного сечения блока А может быть круговой, прямоугольной, овальной и др. геометрической формы.

Пункт 68. Устройство по п.51, отличающееся тем, что диафрагма каждой из автономных камер сгорания блока А может быть выполнена в виде сопла Лаваля с диаметром критического сечения (cQ не более (0,9с/), где d - гидравлический диаметр автономной камеры сгорания, или в виде сужающегося сопла с минимальным диаметром не более (0,9с/).

Пункт 69. Устройство по п.51, отличающееся тем, что блок Б камеры сгорания имеет постоянное или переменное поперечное сечение и заполняется горючей смесью полностью или частично, причем характерный размер поперечного сечения блока Б камеры сгорания не превышает предельное значение, требуемое для надежного перепуска детонации из блока А и обеспечивает последующее распространение детонации в самоподдерживающемся режиме. Пункт 70. Устройство по п.51, отличающееся тем, что выходное сопло выполнено в виде сопла Лаваля с диаметром критического сечения (dK) не более (0,5b).

Пункт 71. Воздушно-реактивный импульсный детонационный двигатель, включающий входное устройство, обводной канал, систему подачи топлива, источник зажигания, воздушный клапан с системой управления, камеру сгорания с системой препятствий и выходное сопло, отличающееся тем, что, согласно изобретению, входное устройство выполнено в виде нерегулируемого воздухозаборника, камера сгорания выполнена в виде блока А, который представляет собой набор однотипньк автономных камер сгорания с источниками зажигания, имеющих поперечное сечение круговой, прямоугольной, овальной и др. геометрической формы, при этом секция автономной камеры сгорания с препятствиями включает центральные и периферийные препятствия, а стенки секции автономной камеры сгорания без препятствий выполнены гладкими и/или снабжены регулярными или нерегулярными элементами шероховатости, а на выходе каждой автономной камеры сгорания установлено выходное сопло.

Пункт 72. Устройство по п.71, отличающееся тем, что расстояние между входным сечением воздухозаборника и воздушным клапаном находится в пределах (0,4-0,5)b, где b - гидравлический диаметр общего канала.

Пункт 73. Устройство по п.71, отличающееся тем, что воздушный клапан может быть с механическим, гидравлическим, пневматическим или электромеханическим приводом или может приводиться в движение под действием перепада давления на нем.

Пункт 74. Устройство по п. 71, отличающееся тем, что привод воздушного клапана управляет частотой открытия/закрытия воздушного клапана так, чтобы длина заполняемого участка в автономных камерах сгорания блока А изменялась в пределах от LDDT ДО LCC, где LDDT - значение преддетонационного расстояния при заданном составе топливно-воздушной смеси и при заданных условиях старта и условиях полета (от старта с начальной нулевой скоростью до полета с дозвуковой или трансзвуковой скоростью), a Lcc - длина автономной камеры сгорания (расстояние от воздушного клапана до начала выходных сопел), причем максимальная частота открытия/закрытия воздушного клапана определяется условиями старта и условиями полета.

Пункт 75. Устройство по п.71, отличающееся тем, что воздушный клапан может быть выполнен охлаждаемым или неохлаждаемым. Пункт 76. Устройство по п.71, отличающееся тем, что автономная камера сгорания имеет постоянное или переменное поперечное сечение, при этом характерный размер поперечного сечения камеры сгорания превышает минимальное значение, требуемое для надежного перехода горения в детонацию и распространения детонации в самоподдерживающемся режиме.

Пункт 77. Устройство по п.71, отличающееся тем, что секция автономной камеры сгорания с препятствиями состоит из двух участков: участка с центральными и периферийными препятствиями, имеющего длину не более 0,2Lcc и участка с периферийными препятствиями, имеющего длину не более 0,3Lcc- Пункт 78. Устройство по п.71, отличающееся тем, что периферийные препятствия в секции автономной камеры сгорания с препятствиями могут быть выполнены в виде поперечных и/или винтовых шлицов с прямоугольным и/или треугольным профилем и/или в виде цилиндрических и/или призматических пальцев, причем во всех случаях коэффициент перекрытия сечения р = 1 - Sip/S2, не превышает 0,3, где Sip - площадь проходного сечения автономной камеры сгорания с периферийными препятствиями, a S2 - площадь того же поперечного сечения автономной камеры сгорания без препятствий.

Пункт 79. Устройство по п.71, отличающееся тем, что центральные препятствия в секции автономной камеры сгорания с препятствиями могут быть выполнены в виде дисков, имеющих форму круга и/или многогранника, и/или многолучевой звезды, причем во всех случаях коэффициент перекрытия сечения Кс = 1 - Si( S2, не превышает 0,2, где Sjc - площадь проходного сечения автономной камеры сгорания с центральными препятствиями.

Пункт 80. Устройство по п.71, отличающееся тем, что периферийные и/или центральные препятствия могут быть выполнены охлаждаемыми и/или неохлаждаемыми .

Пункт 81. Устройство по п.71, отличающееся тем, что регулярные или нерегулярные элементы шероховатости на стенках секции автономной камеры сгорания без препятствий имеют форму поперечной или винтовой нарезки, или распределенных шипов, или песочной шероховатости.

Пункт 82. Устройство по п.71, отличающееся тем, что источник зажигания автономной камеры сгорания представляет собой предпочтительно опоясывающую форкамеру (не менее одной) с распределенными отверстиями для подачи турбулентных струй горячих продуктов горения, или набор любых других источников (не менее одного) зажигания, способных поджечь высокоскоростной поток горючей смеси, например, электроразрядных свечей, одиночных форкамер, лазерных лучей, струй химически активных веществ, расположенных по периметру камеры сгорания.

Пункт 83. Устройство по п.82, отличающееся тем, что опоясывающая форкамера оснащена системой подачи топливных компонентов, обеспечивающей подготовку топливно-воздушной смеси, предпочтительно обогащенной топливом, и выполнена в виде замкнутого полого канала, установленного внутри или снаружи камеры сгорания, в котором имеются распределённые отверстия, соединяющие внутреннюю полость форкамеры с камерой сгорания, и источники зажигания.

Пункт 84. Устройство по п.82, отличающееся тем, что распределённые отверстия опоясывающей форкамеры имеют острые кромки, а их диаметр меньше, чем максимальный гасящий размер отверстий, при котором прямой переход пламени из форкамеры в камеру сгорания невозможен, а вместо пламени в камеру сгорания из форкамеры поступают струи высокотемпературных турбулентных продуктов горения.

Пункт 85. Устройство по п.71, отличающееся тем, что автономные камеры сгорания в блоке А могут быть охлаждаемыми и/или неохлаждаемыми.

Пункт 86. Устройство по п.71, отличающееся тем, что автономные камеры сгорания в блоке А могут быть установлены соосно или под углом друг к другу, причем внешний контур поперечного сечения блока А может быть круговой, прямоугольной, овальной и др. геометрической формы.

Пункт 87. Устройство по п.71, отличающееся тем, что система подачи топлива в автономные камеры сгорания блока А позволяет подавать топливо одновременно во все автономные камеры или только в часть автономных камер, причем состав топливно-воздушной смеси в различных автономных камерах сгорания блока А может быть одинаковым или разным.

Пункт 88. Устройство по п.71, отличающееся тем, что выходные сопла автономных камер сгорания выполнены в виде сопел Лаваля с диаметром критического сечения (dK) не более (0,7b).

Пункт 89. Устройство по п.71, отличающееся тем, что срезы выходных сопел автономных камер сгорания внешнего контура блока А могут быть выполнены под углом к оси блока А, обеспечивающим отклонение струй продуктов горения и детонации по направлению от оси блока А. Пункт 90. Воздушно-реактивный импульсный детонационный двигатель, включающий входное устройство, обводной канал, систему подачи топлива, источник зажигания, воздушный клапан с системой управления, камеру сгорания с системой препятствий и выходное сопло, отличающееся тем, что, согласно изобретению, входное устройство выполнено в виде регулируемого воздухозаборника, камера сгорания выполнена в виде блока А, который представляет собой набор однотипных автономных камер сгорания с источниками зажигания, имеющих поперечное сечение круговой, прямоугольной, овальной и др. геометрической формы, при этом секция автономной камеры сгорания с препятствиями включает центральные и периферийные препятствия, а стенки секции автономной камеры сгорания без препятствий выполнены гладкими и/или снабжены регулярными или нерегулярными элементами шероховатости, а на выходе каждой автономной камеры сгорания установлено выходное сопло.

Пункт 91. Устройство по п.90, отличающееся тем, что регулируемый воздухозаборник может быть выполнен как по схеме внешнего сжатия с перемещаемым центральным телом для изменения площади минимального сечения, так и по схеме с внутренним сжатием с подвижной рампой для изменения площади минимального сечения.

Пункт 92. Устройство по п.90, отличающееся тем, что расстояние между входным сечением воздухозаборника и воздушным клапаном находится в пределах (3- 4)6.

Пункт 93. Устройство по п.90, отличающееся тем, что воздушный клапан может быть с механическим, гидравлическим, пневматическим или электромеханическим приводом или может приводиться в движение под действием перепада давления на нем.

Пункт 94. Устройство по п.90, отличающееся тем, что привод воздушного клапана управляет частотой открытия/закрытия воздушного клапана так, чтобы длина заполняемого участка в автономных камерах сгорания блока А изменялась в пределах от LDDT ДО LCC, где LDDT - значение преддетонационного расстояния при заданном составе топливно-воздушной смеси и при заданных условиях старта и условиях полета (от старта с начальной нулевой скоростью до полета с дозвуковой, трансзвуковой или сверхзвуковой скоростью), a Lcc - длина автономной камеры сгорания (расстояние от воздушного клапана до начала выходных сопел), причем максимальная частота открытия/закрытия воздушного клапана определяется условиями старта и условиями полета.

Пункт 95. Устройство по п.90, отличающееся тем, что воздушный клапан может быть выполнен охлаждаемым или неохлаждаемым.

Пункт 96. Устройство по п.90, отличающееся тем, что автономная камера сгорания имеет постоянное или переменное поперечное сечение, при этом характерный размер поперечного сечения камеры сгорания превышает минимальное значение, требуемое для надежного перехода горения в детонацию и распространения детонации в самоподдерживающемся режиме.

Пункт 97. Устройство по п.90, отличающееся тем, что секция автономной камеры сгорания с препятствиями состоит из двух участков: участка с центральными и периферийными препятствиями, имеющего длину не более 0,1 Lcc и участка с периферийными препятствиями, имеющего длину не более 0,4Lcc-

Пункт 98. Устройство по п.90, отличающееся тем, что периферийные препятствия в секции автономной камеры сгорания с препятствиями могут быть выполнены в виде поперечных и/или винтовых шлицов с прямоугольным и/или треугольным профилем и/или в виде цилиндрических и/или призматических пальцев, причем во всех случаях коэффициент перекрытия сечения Кр = 1 - Sip/S2, не превышает 0,3, где Sip - площадь проходного сечения автономной камеры сгорания с периферийными препятствиями, a S2 - площадь того же поперечного сечения автономной камеры сгорания без препятствий.

Пункт 99. Устройство по п.90, отличающееся тем, что центральные препятствия в секции автономной камеры сгорания с препятствиями могут быть выполнены в виде дисков, имеющих форму круга и/или многогранника, и/или многолучевой звезды, причем во всех случаях коэффициент перекрытия сечения Кс = 1 - Sic/S2, не превышает 0,2, где Slc - площадь проходного сечения автономной камеры сгорания с центральными препятствиями.

Пункт 100. Устройство по п.90, отличающееся тем, что периферийные и/или центральные препятствия могут быть выполнены охлаждаемыми и/или неохлаждаемыми.

Пункт 101. Устройство по п.90, отличающееся тем, что регулярные или нерегулярные элементы шероховатости на стенках секции автономной камеры сгорания без препятствий имеют форму поперечной или винтовой нарезки, или распределенных шипов, или песочной шероховатости.

Пункт 102. Устройство по п.90, отличающееся тем, что источник зажигания автономной камеры сгорания представляет собой предпочтительно опоясывающую форкамеру (не менее одной) с распределенными отверстиями для подачи турбулентных струй горячих продуктов горения, или набор любых других источников (не менее одного) зажигания, способных поджечь высокоскоростной поток горючей смеси, например, электроразрядных свечей, одиночных форкамер, лазерных лучей, струй химически активных веществ, расположенных по периметру камеры сгорания.

Пункт 103. Устройство по п.102, отличающееся тем, что опоясывающая форкамера оснащена системой подачи топливных компонентов, обеспечивающей подготовку топливно-воздушной смеси, предпочтительно обогащенной топливом, и выполнена в виде замкнутого полого канала, установленного внутри или снаружи камеры сгорания, в котором имеются распределённые отверстия, соединяющие внутреннюю полость форкамеры с камерой сгорания, и источники зажигания.

Пункт 104. Устройство по п.102, отличающееся тем, что распределённые отверстия опоясывающей форкамеры имеют острые кромки, а их диаметр меньше, чем максимальный гасящий размер отверстий, при котором прямой переход пламени из форкамеры в камеру сгорания невозможен, а вместо пламени в камеру сгорания из форкамеры поступают струи высокотемпературных турбулентных продуктов горения.

Пункт 105. Устройство по п.90, отличающееся тем, что автономные камеры сгорания в блоке А могут быть охлаждаемыми и/или неохлаждаемыми.

Пункт 106. Устройство по п.90, отличающееся тем, что автономные камеры сгорания в блоке А могут быть установлены соосно или под углом друг к другу, причем внешний контур поперечного сечения блока А может быть круговой, прямоугольной, овальной и др. геометрической формы.

Пункт 107. Устройство по п.90, отличающееся тем, что система подачи топлива в автономные камеры сгорания блока А позволяет подавать топливо одновременно во все автономные камеры или только в часть автономных камер, причем состав топливно-воздушной смеси в различных автономных камерах сгорания блока А может быть одинаковым или разным. Пункт. Устройство по п.90, отличающееся тем, что выходные сопла автономных камер сгорания выполнены в виде сопел Лаваля с диаметром критического сечения (dK) не более (0,5b).

Пункт 109. Устройство по п.90, отличающееся тем, что срезы выходных сопел автономных камер сгорания внешнего контура блока А могут быть выполнены под углом к оси блока А, обеспечивающим отклонение струй продуктов горения и детонации по направлению от оси блока А.

Description:
ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫЙ ИМПУЛЬСНЫЙ ДЕТОНАЦИОННЫЙ

ДВИГАТЕЛЬ (ВАРИАНТЫ)

Область техники

Изобретение относится к устройствам для сжигания газообразного или распыленного жидкого топлива в режиме импульсной детонации и может быть использовано в качестве силовой установки дозвуковых, трансзвуковых и сверхзвуковых летательных аппаратов различного назначения (например, беспилотных летательных аппаратов, летающих мишеней и т.п.).

Главная проблема, стоящая на пути создания практических воздушно-реактивных импульсных (пульсирующих) детонационных двигателей - необходимость максимального сокращения расстояния и времени перехода горения в детонацию при использовании слабого (с минимальной энергией) источника зажигания топливно- воздушной смеси. Эти требования связаны с низкой детонационной способностью штатных углеводородных топлив, прежде всего - авиационного керосина.

Предшествующий уровень техники

Известен импульсный детонационный двигатель, предложенный в патенте RU 2249121, F02K 7/06, 27.03.2005. Устройство содержит камеру сгорания, реактор и детонационный резонатор, расположенный коаксиально камере сгорания, и цилиндрический канал, образующий с корпусом камеры сгорания кольцевой канал, в котором размещены горелочные устройства. Реактор представляет собой кольцевой канал, образованный корпусом реактора и воздушным цилиндрическим каналом. Детонационный резонатор состоит из кольцевого канала, в котором последовательно расположены смеситель, кольцевое сопло и собственно резонаторная полость с тяговой стенкой. Основной недостаток устройства - возможность организации детонационного горения только в очень чувствительной взрывчатой смеси, для чего требуется предварительная обработка штатного топлива (авиационного керосина). Это приводит к усложнению конструкции двигателя, росту его стоимости, а также к существенному повышению его взрывоопасное™.

Известен импульсный детонационный двигатель, предложенный в патенте RU 2294446, F02K 7/06 (2006.01), 27.02.2007. Устройство содержит жаровую трубу с поперечным дном, в которой выполнены камера сгорания и устройство питания, обеспечивающее циклическую подачу топлива в камеру сгорания. Поперечное дно жаровой трубы установлено подвижно относительно последней и может занимать два крайних положения. Первое положение соответствует фазе детонации топливного заряда в камере сгорания жаровой трубы. Второе положение соответствует фазе подачи топливного заряда в камеру сгорания. В первом положении поперечное дно жестко соединяется с жаровой трубой при помощи разблокирующихся стопорных средств. В боковой стенке жаровой трубы выполнено по меньшей мере одно отверстие для впуска топливного заряда. Отверстие перекрывается и отделяется от камеры сгорания поперечным дном, когда последнее занимает свое первое положение, и сообщается с камерой сгорания для возможности подачи топлива, когда поперечное дно занимает свое второе положение. Основной недостаток такого устройства - сложность конструкции системы подачи воздуха с подвижным поперечным дном камеры сгорания, что ведёт к снижению его надёжности и росту стоимости.

Известен импульсный детонационный двигатель (варианты), предложенный в патенте на полезную модель RU 61807, F02K 7/06 (2006.01), 10.03.2007. Устройство содержит камеру смешения, инициатор, установленный перпендикулярно продольной оси детонационной камеры, газодинамический клапан, свечу зажигания, пробку на боковой поверхности детонационной камеры, установленную соосно с выходом инициатора с возможностью регулирования зазора между выходом инициатора и пробкой, датчики давления и диффузор, установленный соосно детонационной камере и корпусу. Недостатком устройства является конструкция инициатора в виде искривленного обводного канала, которая затрудняет его опустошение от продуктов детонации и его наполнение свежей горючей смесью, т.е. ограничивает возможность работы двигателя с высокой частотой. Кроме того, инициирующая детонационная волна выходит из инициатора перпендикулярно оси основной детонационной камеры, что приводит к дополнительным потерям, вызванным торможением потока при отражении инициирующей детонационной волны от пробки и от стенок камеры.

Известен импульсный детонационный двигатель, предложенный в патенте US 6883543, F16K 3/00, 26.04.2005. Устройство содержит полузамкнутую детонационную камеру, электрическую свечу, клапаны для подачи окислителя и горючего в детонационную камеру, выходное сопло. Клапан имеет неподвижный и вращающийся диски с радиальными щелями, при совпадении которых топливные компоненты подаются в детонационную камеру. Основной недостаток этого устройства - использование непроточной камеры сгорания, что затрудняет её очистку от остаточных газов. Известен импульсный детонационный двигатель, предложенный в патенте RU 2200864, F02K 7/075, 31.01.2001. Устройство содержит открытый с обоих торцов канал и включает в себя последовательно расположенные воздухозаборник, тяговый узел с клапанной решеткой, несколько камер сгорания и сопло. Камеры сгорания (детонационные камеры), каждая со своим тяговым узлом, расположены параллельно друг другу в виде, например, пакета заданной формы или кольца. Камеры сгорания газодинамически связаны между собой посредством передатчиков детонации, напротив входных отверстий которых в камерах установлены отражатели ударной волны. В омываемой снаружи потоком воздуха стенке детонационной камеры имеется окно, закрытое изнутри подвижным элементом. Указанному устройству присущи те же недостатки, что и устройству, предложенному в патенте RU 61807. Кроме того, в одном из вариантов многокамерной конструкции устройства предлагается использовать общее выходное сопло, что приведёт к интерференции волн давления на выходе из индивидуальных камер сгорания, нарушающей процессы газообмена и весь рабочий процесс в целом.

В перечисленных выше патентах на импульсный детонационный двигатель процессу инициирования детонации - одному из ключевых процессов рабочего цикла - не уделяется должного внимания и часто не приводятся детали конструкций инициаторов детонации и принципы их функционирования. Так, в патентах RU 2249121, RU 61807, US 6883543 и RU 2200864 подразумевается прямое инициирование детонации с помощью ударных волн, генерируемых либо сверхзвуковыми соплами (RU 2249121), либо специальным инициатором в виде дополнительной Г-образной камеры (RU 61807), либо перепуском детонационной волны из одной детонационной камеры в другую (RU 2200864), либо с помощью быстро срабатывающих механических клапанов в системе подачи топливных компонентов (US 6883543). В патенте RU 2294446 вопрос об инициировании детонации вообще не поднимается: считается, что для получения детонационной волны в камере сгорания импульсного детонационного двигателя достаточно иметь устройство зажигания. Следует, однако, иметь в виду, что инициирование детонации теми или иными устройствами, представленными в этих патентах, может достигаться лишь в ограниченном диапазоне составов, давлений и температур топливно-воздушной смеси в камере сгорания импульсного детонационного двигателя, может зависеть от типа используемого топлива, а также от характерных размеров самой камеры сгорания и перепускных каналов (Roy G. D., Frolov S. M., Borisov A. A., Netzer D. W. Pulse Detonation Propulsion: Challenges, Current Status, and Future Perspective. Progress in Energy and Combustion Science, 2004, Vol. 30, Issue 6, pp. 545-672).

Известен импульсный детонационный двигатель, предложенный в патенте WO 03/064841, F02K 7/02, 30.01.2002. Устройство содержит полузамкнутую цилиндрическую камеру сгорания, устройство зажигания и блок распределённых форсунок. Форсунки расположены на боковой поверхности камеры сгорания вдоль её оси. Устройство зажигания расположено в центре закрытого конца камеры сгорания. Считается, что процесс заполнения камеры сгорания топливными компонентами через распределенные форсунки синхронизирован с распространением взрывной волны, образованной при сгорании предыдущих порций горючей смеси, причем топливо подается в продукты неполного сгорания, насыщенные активными радикалами. Заявленная цель такой подачи топливных компонентов - ускорить переход горения в детонацию в соответствии с так называемым «градиентным механизмом» инициирования детонации, предложенным Я.Б. Зельдовичем в 1970 г. (Зельдович Я.Б., Либрович В.Б., Махвиладзе Г.М., Сивашинский Г.И. О возникновении детонации в неравномерно нагретом газе. - ЖПМТФ, 1970, }&2, с.76-84) или в соответствии с механизмом SWACER (Shock Wave Amplification due to Coherent Energy Release - Усиление ударной волны вследствие синхронизированного энерговыделения), предложенным в 1980 г. Lee J.H.S. и Moen I. (Lee J.H.S., Moen I. The mechanism of transition from deflagration to detonation in vapor cloud explosion. Prog. Energy Combust. Sci. 6, 359-389, 1980). Основной недостаток известного устройства - сложность управления такой подачей топливных компонентов, которая обеспечила бы надежную (и циклическую) синхронизацию распространения взрывной волны с локальным самовоспламенением взрывчатой смеси. Как показали специальные опыты по синхронизации распространения ударных волн с вынужденным зажиганием гетерогенной смеси н-гексана с воздухом (см. работу Фролов СМ., Басевич В.Я., Аксёнов B.C., Полихов С.А. Инициирование детонации в распылах жидкого топлива последовательными электрическими разрядами. Доклады РАН, 2004, т. 394, N°4), даже небольшое (около 100 мкс) отклонение задержки вынужденного зажигания по отношению к приходу ударных волн в место расположения источника зажигания приводит к срыву перехода горения в детонацию. Следует подчеркнуть, что в отличие от предложенного изобретения, в котором энерговыделение происходит в результате трудно управляемого процесса самовоспламенения с большой неопределенностью времени задержки локального взрыва, в отмеченных опытах Фролова СМ. и др. временная последовательность импульсов зажигания выдерживалась с высокой точностью.

Известен импульсный детонационный двигатель, предложенный в патенте US

5901550, F02C 5/02, 1 1.05.1999. Устройство содержит, как минимум, одну проточную детонационную камеру, на выходе из которой установлено расширяющееся сопло, а на входе - воздуховод с быстродействующим воздушным клапаном и устройство для распыливания топлива; за клапаном для сокращения времени и расстояния перехода горения в детонацию размещено устройство типа «спирали Щёлкина» - проволочной спирали, часто используемой для турбулизации и ускорения пламени. Зажигание топливно-воздушной смеси осуществляется при помощи источника зажигания, например, электрической искры, лазера или подрыва навески взрывчатого вещества, а детонация топливного заряда достигается, благодаря переходу горения в детонацию. Недостаток такой схемы импульсного детонационного двигателя - использование в качестве устройства для ускорения перехода горения в детонацию «спирали Щёлкина», эффективность которой зависит от используемой топливно-воздушной смеси и от термогазодинамических условий в детонационной камере, например, от высоты и скорости полета летательных аппаратов с таким двигателем. Действительно, в работе Фролова СМ., Аксенова B.C. и Басевича В.Я. «Инициирование гетерогенной детонации в трубах с витками и спиралью Щёлкина». Теплофизика высоких температур, 2006, т. 44, N->2, с. 285-292 показано, что использование устройств типа «спирали Щёлкина» не всегда приводит к достижению перехода горения в детонацию, а если и приводит, то необязательно на кратчайших расстояниях от источника зажигания и за кратчайшее время.

Для уменьшения массогабаритных характеристик импульсного детонационного двигателя предлагают использовать различные добавки к топливу, повышающие его детонационную способность, или добавки к воздуху (кислород), см. например патент US 5513489, F02C 5/02, 07.05.1996. Это повышает взрывоопасность всех операций с топливом при его производстве, хранении, транспортировке и эксплуатации, а также усложняет конструкцию бортовых систем питания импульсного детонационного двигателя. Для преодоления указанных проблем в литературе предлагаются специальные меры, например, меры, предложенные и проверенные многомерными расчетами в статье Зангиева А. Э., Иванова В. С. и Фролова С. М. «Тяговые характеристики воздушно-реактивного импульсного детонационного двигателя в условиях сверхзвукового полета на разных высотах» / Химическая физика, 2013, том 32, N° 5, с. 1-14. В данной статье приведён пример многомерного расчёта воздушно-реактивного импульсного детонационного двигателя в условиях сверхзвукового полёта на высотах до 28 км (метод расчёта проверен сравнением с экспериментом в статье Иванова B.C. и Фролова СМ. «Математическое моделирование распространения пламени в гладких трубах и трубах с регулярными препятствиями» / Пожаровзрывобезопасность, 2010, том 19, 1, с . 14 - 19).

Наиболее близким к предлагаемому изобретению по технической сущности является воздушно-реактивный импульсный детонационный двигатель, конструктивная схема которого предложена в названной выше статье Зангиева А. Э., Иванова В. С. и Фролова С. М. (прототип).

Устройство-прототип содержит входное устройство, обводной канал, ресивер, воздушный клапан, камеру сгорания, состоящую из конической расширяющейся и цилиндрической частей, систему кольцевых препятствий, выходное сопло, систему подачи топлива и слабый (до 0,1 Дж) источник зажигания. Устройство-прототип предназначено для полета со скоростью М = 3 (М = U/C - число Маха полета, U - скорость полета, С - скорость звука в воздухе).

К недостаткам прототипа импульсного детонационного двигателя следует отнести (1) необходимость использования разгонных средств для достижения скорости полета М = 3, (2) необходимость использования газообразного топлива и (3) тот факт, что конфигурация двигателя, вообще говоря, приспособлена только для указанной скорости полета. Действительно, в статье Зангиева А. Э., Иванова В. С. и Фролова С. М. «Тяговые характеристики воздушно-реактивного импульсного детонационного двигателя в условиях сверхзвукового полета на разных высотах» / Химическая физика, 2013, том 32, Ν° 5, с. 1-14 отмечается, что для достижения положительной эффективной тяги при сверхзвуковом полете прототипа импульсного детонационного двигателя на высоте от 8 до 28 км над уровнем моря потребовался подбор геометрической формы входного устройства (воздухозаборник и ресивер) и выходного сопла, а также размеров и расстановки системы кольцевых препятствий. Благодаря форме входного устройства, в камере сгорания создается требуемый уровень температуры, скорости и турбулентности топливно-воздушной смеси; благодаря форме и расстановке препятствий в камере сгорания обеспечивается быстрое ускорение турбулентного пламени в топливно-воздушной смеси и надежный переход горения в детонацию («быстрый переход горения в детонацию» по терминологии, предложенной Фроловым СМ. в статье «Быстрый переход горения в детонацию»/ Химическая физика, 2008, т. 27, N° 6, с. 31-44); благодаря форме выходного сопла в камере сгорания обеспечивается уровень давления, требуемый для быстрого перехода горения в детонацию. Другими словами, конфигурация прототипа импульсного детонационного двигателя определяется выбранными условиями полета с постоянной сверхзвуковой скоростью М = 3. Полёт с дозвуковой и трансзвуковой скоростью с таким двигателем невозможен.

Раскрытие изобретения

Задачей изобретения является создание воздушно-реактивного импульсного детонационного двигателя высокой эффективности (вариантов), допускающего возможность управления тяговыми характеристиками в условиях старта и в условиях полёта, в котором инициирование детонации смеси газообразного или распыленного жидкого топлива с воздухом происходит через стадию быстрого перехода горения в детонацию при минимальном преддетонационном расстоянии и минимальных затратах энергии на зажигание топливно-воздушной смеси как при старте с начальной нулевой скоростью (или существенно дозвуковой скоростью при использовании разгонных средств), так и в условиях полета с дозвуковой, трансзвуковой (до числа Маха полета М = 1,2) и сверхзвуковой скоростью (до числа Маха полета М = 5,0), т.е. включая тот диапазон скоростей полета (до числа Маха 2-2,5), в котором обычные прямоточные воздушно-реактивные двигатели не эффективны.

Решение поставленной задачи достигается предлагаемыми:

- устройством, содержащим входное устройство, обводной канал, систему подачи топлива, источник зажигания, воздушный клапан с системой управления, секцию камеры сгорания с препятствиями, секцию камеры сгорания без препятствий и выходное сопло, в котором, согласно изобретению, входное устройство выполнено в виде дозвукового нерегулируемого воздухозаборника без ресивера, камера сгорания имеет поперечное сечение круговой, прямоугольной, овальной и др. геометрической формы, секция камеры сгорания с препятствиями включает центральные и периферийные препятствия, а стенки секции камеры сгорания без препятствий выполнены гладкими и/или снабжены регулярными или нерегулярными элементами шероховатости.

Расстояние между входным сечением воздухозаборника и воздушным клапаном находится в пределах (0,4-0, 5)d, где d - гидравлический диаметр камеры сгорания.

Воздушный клапан может быть с механическим, гидравлическим, пневматическим или электромеханическим приводом или может приводиться в движение под действием перепада давления на нем.

Привод воздушного клапана управляет частотой открытия/закрытия воздушного клапана так, чтобы длина заполняемого участка камеры сгорания изменялась в пределах от LDDT ДО Lcc, где LDDT - значение преддетонационного расстояния при заданном составе топливно-воздушной смеси и при заданных условиях старта или условиях полета (от старта с начальной нулевой скоростью до полета с дозвуковой или трансзвуковой скоростью), a Lcc - длина камеры сгорания (расстояние от воздушного клапана до начала выходного сопла), причем максимальная частота открытия/закрытия воздушного клапана определяется условиями старта и условиями полета.

Воздушный клапан может быть выполнен охлаждаемым или неохлаждаемым. Источник зажигания представляет собой предпочтительно опоясывающую форкамеру (не менее одной) с распределенными отверстиями для подачи турбулентных струй горячих продуктов горения, или набор любых других источников (не менее одного) зажигания, способных поджечь высокоскоростной поток горючей смеси, например, электроразрядных свечей, одиночных форкамер, лазерных лучей, струй химически активных веществ, расположенных по периметру камеры сгорания.

Опоясывающая форкамера оснащена системой подачи топливных компонентов, обеспечивающей подготовку топливно-воздушной смеси, предпочтительно обогащенной топливом, и выполнена в виде замкнутого полого канала, установленного внутри или снаружи камеры сгорания, в котором имеются распределённые отверстия, соединяющие внутреннюю полость форкамеры с камерой сгорания, и источники зажигания.

Распределённые отверстия опоясывающей форкамеры имеют острые кромки, а их диаметр меньше, чем максимальный гасящий размер отверстий, при котором прямой переход пламени из форкамеры в камеру сгорания невозможен, а вместо пламени в камеру сгорания из форкамеры поступают струи высокотемпературных турбулентных продуктов горения. Камера сгорания имеет постоянное или переменное поперечное сечение и заполняется горючей смесью полностью или частично. При этом характерный размер поперечного сечения камеры сгорания превышает минимальное значение, требуемое для надежного перехода горения в детонацию и распространения детонации в самоподдерживающемся режиме.

Секция камеры сгорания с препятствиями состоит из двух участков: участка с центральными и периферийными препятствиями, имеющего длину не более 0,2Lcc и участка с периферийными препятствиями, имеющего длину не более 0,3Lcc-

Периферийные препятствия в секции камеры сгорания с препятствиями могут быть выполнены в виде поперечных и/или винтовых шлицов с прямоугольньм и/или треугольным профилем и/или в виде цилиндрических и/или призматических пальцев, причем во всех случаях коэффициент перекрытия сечения К р = 1 - Sip/S 2 , не превышает 0,3, где Sip - площадь проходного сечения камеры сгорания с периферийными препятствиями, a S 2 - площадь того же поперечного сечения камеры сгорания без препятствий.

Центральные препятствия в секции камеры сгорания с препятствиями могут быть выполнены в виде дисков, имеющих форму круга и/или многогранника, и/или многолучевой звезды, причем во всех случаях коэффициент перекрытия сечения К с = 1 - Sic/S2, не превышает 0,2, где Si c - площадь проходного сечения камеры сгорания с центральными препятствиями.

Периферийные и/или центральные препятствия могут быть выполнены охлаждаемыми и/или неохлаждаемыми.

Регулярные или нерегулярные элементы шероховатости на стенках секции камеры сгорания без препятствий имеют форму поперечной или винтовой нарезки, или распределенных шипов, или песочной шероховатости.

Выходное сопло выполнено в виде сопла Лаваля с диаметром критического сечения (d K ) не более ( ,7d).

- устройством, содержащим входное устройство, обводной канал, систему подачи топлива, источник зажигания, воздушный клапан с системой управления, секцию камеры сгорания с препятствиями, секцию камеры сгорания без препятствий и выходное сопло, в котором, согласно изобретению, входное устройство выполнено в виде регулируемого воздухозаборника, камера сгорания имеет поперечное сечение круговой, прямоугольной, овальной и др. геометрической формы, секция камеры сгорания с препятствиями включает центральные и периферийные препятствия, а стенки секции камеры сгорания без препятствий выполнены гладкими и/или снабжены регулярными или нерегулярными элементами шероховатости.

Регулируемый воздухозаборник может быть выполнен как по схеме внешнего сжатия с перемещаемым центральным телом для изменения площади минимального сечения, так и по схеме с внутренним сжатием с подвижной рампой для изменения площади минимального сечения.

Расстояние между входным сечением воздухозаборника и воздушным клапаном находится в пределах (3-4)d.

Воздушный клапан может быть с механическим, гидравлическим, пневматическим или электромеханическим приводом или может приводиться в движение под действием перепада давления на нем.

Привод воздушного клапана управляет частотой открытия/закрытия воздушного клапана так, чтобы длина заполняемого участка камеры сгорания изменялась в пределах от LDDT ДО LCC, где LDDT - значение преддетонационного расстояния при заданном составе топливно-воздушной смеси и при заданных условиях старта или условиях полета (от старта с начальной нулевой скоростью до полета с дозвуковой, трансзвуковой или сверхзвуковой скоростью), a Lcc ~ длина камеры сгорания

(расстояние от воздушного клапана до начала выходного сопла), причем максимальная частота открытия/закрытия воздушного клапана определяется условиями старта и условиями полета.

Воздушный клапан может быть выполнен охлаждаемым или неохлаждаемым.

Источник зажигания представляет собой предпочтительно опоясывающую форкамеру (не менее одной) с распределенными отверстиями для подачи турбулентных струй горячих продуктов горения, или набор любых других источников (не менее одного) зажигания, способных поджечь высокоскоростной поток горючей смеси, например, электроразрядных свечей, одиночных форкамер, лазерных лучей, струй химически активных веществ, расположенных по периметру камеры сгорания.

Опоясывающая форкамера оснащена системой подачи топливных компонентов, обеспечивающей подготовку топливно-воздушной смеси, предпочтительно обогащенной топливом, и выполнена в виде замкнутого полого канала, установленного внутри или снаружи камеры сгорания, в котором имеются распределённые отверстия, соединяющие внутреннюю полость форкамеры с камерой сгорания, и источники зажигания.

Распределённые отверстия опоясывающей форкамеры имеют острые кромки, а их диаметр меньше, чем максимальный гасящий размер отверстий, при котором прямой переход пламени из форкамеры в камеру сгорания невозможен, а вместо пламени в камеру сгорания из форкамеры поступают струи высокотемпературных турбулентных продуктов горения.

Камера сгорания имеет постоянное или переменное поперечное сечение и заполняется горючей смесью полностью или частично. При этом характерный размер поперечного сечения камеры сгорания превышает минимальное значение, требуемое для надежного перехода горения в детонацию и распространения детонации в самоподдерживающемся режиме.

Секция камеры сгорания с препятствиями состоит из двух участков: участка с центральными и периферийными препятствиями, имеющего длину не более 0,1 Lcc и участка с периферийными препятствиями, имеющего длину не более 0,4Lcc-

Периферийные препятствия в секции камеры сгорания с препятствиями могут быть выполнены в виде поперечных и/или винтовых шлицов с прямоугольным и/или треугольным профилем и/или в виде цилиндрических и/или призматических пальцев, причем во всех случаях коэффициент перекрытия сечения К р = 1 - S lp /S 2 , не превышает 0,3, где Sip - площадь проходного сечения камеры сгорания с периферийными препятствиями, a S 2 - площадь того же поперечного сечения камеры сгорания без препятствий.

Центральные препятствия в секции камеры сгорания с препятствиями могут быть выполнены в виде дисков, имеющих форму круга и/или многогранника, и/или многолучевой звезды, причем во всех случаях коэффициент перекрытия сечения К с = 1

- Sic S 2 , не превышает 0,2, где Sj c - площадь проходного сечения камеры сгорания с центральными препятствиями.

Периферийные и/или центральные препятствия могут быть выполнены охлаждаемыми и/или неохлаждаемыми.

Регулярные или нерегулярные элементы шероховатости на стенках секции камеры сгорания без препятствий имеют форму поперечной или винтовой нарезки, или распределенных шипов, или песочной шероховатости. Выходное сопло выполнено в виде сопла Лаваля с диаметром критического сечения d K ) не более (0,5с/).

- устройством, содержащим входное устройство, обводной канал, систему подачи топлива, источник зажигания, воздушный клапан с системой управления, камеру сгорания с системой препятствий и выходное сопло, в котором, согласно изобретению, входное устройство выполнено в виде дозвукового нерегулируемого воздухозаборника без ресивера, камера сгорания выполнена в виде двух блоков А и Б, первый из которых (блок А) представляет собой набор однотипных автономных камер сгорания с источниками зажигания, имеющих поперечное сечение круговой, прямоугольной, овальной и др. геометрической формы, при этом секция автономной камеры сгорания с препятствиями включает центральные и периферийные препятствия, а стенки секции автономной камеры сгорания без препятствий выполнены гладкими и/или снабжены регулярными или нерегулярными элементами шероховатости, а на выходе каждой автономной камеры сгорания установлена диафрагма, а второй (блок Б) представляет собой общий канал, к которому с одной стороны присоединен блок А, а с другой - выходное сопло.

Расстояние между входным сечением воздухозаборника и воздушным клапаном находится в пределах (0,4-0,5)6, где Ъ - гидравлический диаметр общего канала (блока Б).

Воздушный клапан может быть с механическим, гидравлическим, пневматическим или электромеханическим приводом или может приводиться в движение под действием перепада давления на нем.

Привод воздушного клапана управляет частотой открытия/закрытия воздушного клапана так, чтобы автономные камеры сгорания блока А заполнялись горючей смесью полностью, а длина заполняемого участка блока Б камеры сгорания изменялась в пределах от 0 до LB, где LB - длина блока Б камеры сгорания, причем максимальная частота открытия/закрытия воздушного клапана определяется условиями старта и условиями полета (от старта с начальной нулевой скоростью до полета с дозвуковой или трансзвуковой скоростью).

Воздушный клапан может быть выполнен охлаждаемым или неохлаждаемым.

Автономная камера сгорания имеет постоянное или переменное поперечное сечение, при этом характерный размер поперечного сечения камеры сгорания превышает минимальное значение, требуемое для надежного перехода горения в детонацию и распространения детонации в самоподдерживающемся режиме.

Секция автономной камеры сгорания с препятствиями состоит из двух участков: участка с центральными и периферийными препятствиями, имеющего длину не более 0,2Lcc и участка с периферийными препятствиями, имеющего длину не более 0,3Lcc-

Периферийные препятствия в секции автономной камеры сгорания с препятствиями могут быть выполнены в виде поперечных и/или винтовых шлицов с прямоугольным и/или треугольным профилем и/или в виде цилиндрических и/или призматических пальцев, причем во всех случаях коэффициент перекрытия сечения К р = 1 - Sip/S 2 , не превышает 0,3, где Si p - площадь проходного сечения автономной камеры сгорания с периферийными препятствиями, a S 2 - площадь того же поперечного сечения автономной камеры сгорания без препятствий.

Центральные препятствия в секции автономной камеры сгорания с препятствиями могут быть выполнены в виде дисков, имеющих форму круга и/или многогранника, и/или многолучевой звезды, причем во всех случаях коэффициент перекрытия сечения К с = 1 - Sic/S 2 , не превышает 0,2, где S \c - площадь проходного сечения автономной камеры сгорания с центральными препятствиями.

Периферийные и/или центральные препятствия могут быть выполнены охлаждаемыми и/или неохлаждаемыми.

Регулярные или нерегулярные элементы шероховатости на стенках секции автономной камеры сгорания без препятствий имеют форму поперечной или винтовой нарезки, или распределенных шипов, или песочной шероховатости.

Источник зажигания автономной камеры сгорания представляет собой предпочтительно опоясывающую форкамеру (не менее одной) с распределенными отверстиями для подачи турбулентных струй горячих продуктов горения, или набор любых других источников (не менее одного) зажигания, способных поджечь высокоскоростной поток горючей смеси, например, электроразрядных свечей, одиночных форкамер, лазерных лучей, струй химически активных веществ, расположенных по периметру камеры сгорания.

Опоясывающая форкамера оснащена системой подачи топливных компонентов, обеспечивающей подготовку топливно-воздушной смеси, предпочтительно обогащенной топливом, и выполнена в виде замкнутого полого канала, установленного внутри или снаружи камеры сгорания, в котором имеются распределённые отверстия, соединяющие внутреннюю полость форкамеры с камерой сгорания, и источники зажигания.

Распределённые отверстия опоясывающей форкамеры имеют острые кромки, а их диаметр меньше, чем максимальный гасящий размер отверстий, при котором прямой переход пламени из форкамеры в камеру сгорания невозможен, а вместо пламени в камеру сгорания из форкамеры поступают струи высокотемпературных турбулентных продуктов горения.

Автономные камеры сгорания в блоке А могут быть охлаждаемыми и/или неохлаждаемыми.

Автономные камеры сгорания в блоке А могут быть установлены соосно или под углом друг к другу, причем внешний контур поперечного сечения блока А может быть круговой, прямоугольной, овальной и др. геометрической формы.

Диафрагма каждой из автономных камер сгорания блока А может быть вьшолнена в виде сопла Лаваля с диаметром критического сечения (d K ) не более ( ,9d), где d - гидравлический диаметр автономной камеры сгорания, или в виде сужающегося сопла с минимальным диаметром не более (0,9d).

Блок Б камеры сгорания имеет постоянное или переменное поперечное сечение и заполняется горючей смесью полностью или частично, причем характерный размер поперечного сечения блока Б камеры сгорания не превышает предельное значение, требуемое для надежного перепуска детонации из блока А и обеспечивает последующее распространение детонации в самоподдерживающемся режиме.

Выходное сопло выполнено в виде сопла Лаваля с диаметром критического сечения (d K ) не более (0,7b).

- устройством, содержащим входное устройство, обводной канал, систему подачи топлива, источник зажигания, воздушный клапан с системой управления, камеру сгорания с системой препятствий и выходное сопло, в котором, согласно изобретению, входное устройство выполнено в виде регулируемого воздухозаборника, камера сгорания вьшолнена в виде двух блоков А и Б, первый из которых (блок А) представляет собой набор однотипных автономных камер сгорания с источниками зажигания, имеющих поперечное сечение круговой, прямоугольной, овальной и др. геометрической формы, при этом секция автономной камеры сгорания с препятствиями включает центральные и периферийные препятствия, а стенки секции автономной камеры сгорания без препятствий выполнены гладкими и/или снабжены регулярными или нерегулярными элементами шероховатости, а на выходе каждой автономной камеры сгорания установлена диафрагма, а второй (блок Б) представляет собой общий канал, к которому с одной стороны присоединен блок А, а с другой - выходное сопло.

Регулируемый воздухозаборник может быть выполнен как по схеме внешнего сжатия с перемещаемым центральным телом для изменения площади минимального сечения, так и по схеме с внутренним сжатием с подвижной рампой для изменения площади минимального сечения.

Расстояние между входным сечением воздухозаборника и воздушным клапаном находится в пределах (3-4)6.

Воздушный клапан может быть с механическим, гидравлическим, пневматическим или электромеханическим приводом или может приводиться в движение под действием перепада давления на нем.

Привод воздушного клапана управляет частотой открытия/закрытия воздушного клапана так, чтобы автономные камеры сгорания блока А заполнялись горючей смесью полностью, а длина заполняемого участка блока Б камеры сгорания изменялась в пределах от 0 до LB, где LB - длина блока Б камеры сгорания, причем максимальная частота открытия/закрытия воздушного клапана определяется условиями старта и условиями полета (от старта с начальной нулевой скоростью до полета с дозвуковой, трансзвуковой или сверхзвуковой скоростью).

Воздушный клапан может быть выполнен охлаждаемым или неохлаждаемым.

Автономная камера сгорания имеет постоянное или переменное поперечное сечение, при этом характерный размер поперечного сечения камеры сгорания превышает минимальное значение, требуемое для надежного перехода горения в детонацию и распространения детонации в самоподдерживающемся режиме.

Секция автономной камеры сгорания с препятствиями состоит из двух участков: участка с центральными и периферийными препятствиями, имеющего длину не более 0,4Lcc и участка с периферийными препятствиями, имеющего длину не более 0,1 Lcc.

Периферийные препятствия в секции автономной камеры сгорания с препятствиями могут быть выполнены в виде поперечных и/или винтовых шлицов с прямоугольным и/или треугольным профилем и/или в виде цилиндрических и/или призматических пальцев, причем во всех случаях коэффициент перекрытия сечения К р = 1 - Si p /S2, не превышает 0,3, где Si p - площадь проходного сечения автономной камеры сгорания с периферийными препятствиями, a S 2 - площадь того же поперечного сечения автономной камеры сгорания без препятствий.

Центральные препятствия в секции автономной камеры сгорания с препятствиями могут быть выполнены в виде дисков, имеющих форму круга и/или многогранника, и/или многолучевой звезды, причем во всех случаях коэффициент перекрытия сечения К с = 1— S lc /S 2 , не превышает 0,2, где \c — площадь проходного сечения автономной камеры сгорания с центральными препятствиями.

Периферийные и/или центральные препятствия могут быть выполнены охлаждаемыми и/или неохлаждаемыми.

Регулярные или нерегулярные элементы шероховатости на стенках секции автономной камеры сгорания без препятствий имеют форму поперечной или винтовой нарезки, или распределенных шипов, или песочной шероховатости.

Источник зажигания автономной камеры сгорания представляет собой предпочтительно опоясывающую форкамеру (не менее одной) с распределенными отверстиями для подачи турбулентных струй горячих продуктов горения, или набор любых других источников (не менее одного) зажигания, способных поджечь высокоскоростной поток горючей смеси, например, электроразрядных свечей, одиночных форкамер, лазерных лучей, струй химически активных веществ, расположенных по периметру камеры сгорания.

Опоясывающая форкамера оснащена системой подачи топливных компонентов, обеспечивающей подготовку топливно-воздушной смеси, предпочтительно обогащенной топливом, и выполнена в виде замкнутого полого канала, установленного внутри или снаружи камеры сгорания, в котором имеются распределённые отверстия, соединяющие внутреннюю полость форкамеры с камерой сгорания, и источники зажигания.

Распределённые отверстия опоясывающей форкамеры имеют острые кромки, а их диаметр меньше, чем максимальный гасящий размер отверстий, при котором прямой переход пламени из форкамеры в камеру сгорания невозможен, а вместо пламени в камеру сгорания из форкамеры поступают струи высокотемпературных турбулентных продуктов горения.

Автономные камеры сгорания в блоке А могут быть охлаждаемыми и/или неохлаждаемыми. Автономные камеры сгорания в блоке А могут быть установлены соосно или под углом друг к другу, причем внешний контур поперечного сечения блока А может быть круговой, прямоугольной, овальной и др. геометрической формы.

Диафрагма каждой из автономных камер сгорания блока А может быть выполнена в виде сопла Лаваля с диаметром критического сечения (d K ) не более (0,9d), где d - гидравлический диаметр автономной камеры сгорания, или в виде сужающегося сопла с минимальным диаметром не более ( ,9d).

Блок Б камеры сгорания имеет постоянное или переменное поперечное сечение и заполняется горючей смесью полностью или частично, причем характерный размер поперечного сечения блока Б камеры сгорания не превышает предельное значение, требуемое для надежного перепуска детонации из блока А и обеспечивает последующее распространение детонации в самоподдерживающемся режиме.

Выходное сопло выполнено в виде сопла Лаваля с диаметром критического сечения (d K ) не более (0,56).

- устройством, содержащим входное устройство, обводной канал, систему подачи топлива, источник зажигания, воздушный клапан с системой управления, камеру сгорания с системой препятствий и выходное сопло, в котором, согласно изобретению, входное устройство выполнено в виде нерегулируемого воздухозаборника, камера сгорания выполнена в виде блока А, который представляет собой набор однотипных автономных камер сгорания с источниками зажигания, имеющих поперечное сечение круговой, прямоугольной, овальной и др. геометрической формы, при этом секция автономной камеры сгорания с препятствиями включает центральные и периферийные препятствия, а стенки секции автономной камеры сгорания без препятствий выполнены гладкими и/или снабжены регулярными или нерегулярными элементами шероховатости, а на выходе каждой автономной камеры сгорания установлено выходное сопло.

Расстояние между входным сечением воздухозаборника и воздушным клапаном находится в пределах (0,4-0,5)6, где Ъ - гидравлический диаметр общего канала.

Воздушный клапан может быть с механическим, гидравлическим, пневматическим или электромеханическим приводом или может приводиться в движение под действием перепада давления на нем.

Привод воздушного клапана управляет частотой открытия/закрытия воздушного клапана так, чтобы длина заполняемого участка в автономных камерах сгорания блока А изменялась в пределах от LDDT ДО LCC, где LDDT - значение преддетонационного расстояния при заданном составе топливно-воздушной смеси и при заданных условиях старта или условиях полета (от старта с начальной нулевой скоростью до полета с дозвуковой или трансзвуковой скоростью), a Lcc - длина автономной камеры сгорания (расстояние от воздушного клапана до начала выходных сопел), причем максимальная частота открытия/закрытия воздушного клапана определяется условиями старта и условиями полета.

Воздушный клапан может быть выполнен охлаждаемым или неохлаждаемым. Автономная камера сгорания имеет постоянное или переменное поперечное сечение, при этом характерный размер поперечного сечения камеры сгорания превышает минимальное значение, требуемое для надежного перехода горения в детонацию и распространения детонации в самоподдерживающемся режиме.

Секция автономной камеры сгорания с препятствиями состоит из двух участков: участка с центральными и периферийными препятствиями, имеющего длину не более 0,2Lcc и участка с периферийными препятствиями, имеющего длину не более 0,3Lcc-

Периферийные препятствия в секции автономной камеры сгорания с препятствиями могут быть выполнены в виде поперечных и/или винтовых шлицов с прямоугольным и/или треугольным профилем и/или в виде цилиндрических и/или призматических пальцев, причем во всех случаях коэффициент перекрытия сечения К р = 1 - Si p /S 2 , не превышает 0,3, где S lp - площадь проходного сечения автономной камеры сгорания с периферийными препятствиями, a S2- площадь того же поперечного сечения автономной камеры сгорания без препятствий.

Центральные препятствия в секции автономной камеры сгорания с препятствиями могут быть выполнены в виде дисков, имеющих форму круга и/или многогранника, и/или многолучевой звезды, причем во всех случаях коэффициент перекрытия сечения К с = 1 - S 1 JS 2 , не превышает 0,2, где Si c - площадь проходного сечения автономной камеры сгорания с центральными препятствиями.

Периферийные и/или центральные препятствия могут быть выполнены охлаждаемыми и/или неохлаждаемыми.

Регулярные или нерегулярные элементы шероховатости на стенках секции автономной камеры сгорания без препятствий имеют форму поперечной или винтовой нарезки, или распределенных шипов, или песочной шероховатости. Источник зажигания автономной камеры сгорания представляет собой предпочтительно опоясывающую форкамеру (не менее одной) с распределенными отверстиями для подачи турбулентных струй горячих продуктов горения, или набор любых других источников (не менее одного) зажигания, способных поджечь высокоскоростной поток горючей смеси, например, электроразрядных свечей, одиночных форкамер, лазерных лучей, струй химически активных веществ, расположенных по периметру камеры сгорания.

Опоясывающая форкамера оснащена системой подачи топливных компонентов, обеспечивающей подготовку топливно-воздушной смеси, предпочтительно обогащенной топливом, и выполнена в виде замкнутого полого канала, установленного внутри или снаружи камеры сгорания, в котором имеются распределённые отверстия, соединяющие внутреннюю полость форкамеры с камерой сгорания, и источники зажигания.

Распределённые отверстия опоясывающей форкамеры имеют острые кромки, а их диаметр меньше, чем максимальный гасящий размер отверстий, при котором прямой переход пламени из форкамеры в камеру сгорания невозможен, а вместо пламени в камеру сгорания из форкамеры поступают струи высокотемпературных турбулентных продуктов горения.

Автономные камеры сгорания в блоке А могут быть охлаждаемыми и/или неохлаждаемыми.

Автономные камеры сгорания в блоке А могут быть установлены соосно или под углом друг к другу, причем внешний контур поперечного сечения блока А может быть круговой, прямоугольной, овальной и др. геометрической формы.

Система подачи топлива в автономные камеры сгорания блока А позволяет подавать топливо одновременно во все автономные камеры или только в часть автономных камер, причем состав топливно-воздушной смеси в различных автономных камерах сгорания блока А может быть одинаковым или разным.

Выходные сопла автономных камер сгорания выполнены в виде сопел Лаваля с диаметром критического сечения (d K ) не более (0,76).

Срезы выходных сопел автономных камер сгорания внешнего контура блока А могут быть выполнены под углом к оси блока А, обеспечивающим отклонение струй продуктов горения и детонации по направлению от оси блока А. - устройством, содержащим входное устройство, обводной канал, систему подачи топлива, источник зажигания, воздушный клапан с системой управления, камеру сгорания с системой препятствий и выходное сопло, в котором, согласно изобретению, входное устройство выполнено в виде регулируемого воздухозаборника, камера сгорания выполнена в виде блока А, который представляет собой набор однотипных автономных камер сгорания с источниками зажигания, имеющих поперечное сечение круговой, прямоугольной, овальной и др. геометрической формы, при этом секция автономной камеры сгорания с препятствиями включает центральные и периферийные препятствия, а стенки секции автономной камеры сгорания без препятствий выполнены гладкими и/или снабжены регулярными или нерегулярными элементами шероховатости, а на выходе каждой автономной камеры сгорания установлено выходное сопло.

Регулируемый воздухозаборник может быть выполнен как по схеме внешнего сжатия с перемещаемым центральным телом для изменения площади минимального сечения, так и по схеме с внутренним сжатием с подвижной рампой для изменения площади минимального сечения.

Расстояние между входным сечением воздухозаборника и воздушным клапаном находится в пределах (3-4)b.

Воздушный клапан может быть с механическим, гидравлическим, пневматическим или электромеханическим приводом или может приводиться в движение под действием перепада давления на нем.

Привод воздушного клапана управляет частотой открытия/закрытия воздушного клапана так, чтобы длина заполняемого участка в автономных камерах сгорания блока А изменялась в пределах от LDDT ДО LCC. где LDDT - значение преддетонационного расстояния при заданном составе топливно-воздушной смеси и при заданных условиях старта или условиях полета (от старта с начальной нулевой скоростью до полета с дозвуковой, трансзвуковой или сверхзвуковой скоростью), a Lcc - длина автономной камеры сгорания (расстояние от воздушного клапана до начала выходных сопел), причем максимальная частота открытия/закрытия воздушного клапана определяется условиями старта и условиями полета.

Воздушный клапан может быть выполнен охлаждаемым или неохлаждаемым. Автономная камера сгорания имеет постоянное или переменное поперечное сечение, при этом характерный размер поперечного сечения камеры сгорания превышает минимальное значение, требуемое для надежного перехода горения в детонацию и распространения детонации в самоподдерживающемся режиме.

Секция автономной камеры сгорания с препятствиями состоит из двух участков: участка с центральными и периферийными препятствиями, имеющего длину не более 0, 1 Lcc и участка с периферийными препятствиями, имеющего длину не более 0,4Lcc-

Периферийные препятствия в секции автономной камеры сгорания с препятствиями могут быть выполнены в виде поперечных и/или винтовых шлицов с прямоугольным и/или треугольным профилем и/или в виде цилиндрических и/или призматических пальцев, причем во всех случаях коэффициент перекрытия сечения К р = 1 - S ip/S2, не превышает 0,3, где S[ P - площадь проходного сечения автономной камеры сгорания с периферийными препятствиями, a S2 - площадь того же поперечного сечения автономной камеры сгорания без препятствий.

Центральные препятствия в секции автономной камеры сгорания с препятствиями могут быть выполнены в виде дисков, имеющих форму круга и/или многогранника, и/или многолучевой звезды, причем во всех случаях коэффициент перекрытия сечения К с = 1 - Sic S 2 , не превышает 0.2, где Sj c - площадь проходного сечения автономной камеры сгорания с центральными препятствиями.

Периферийные и/или центральные препятствия могут быть выполнены охлаждаемыми и/или неохлаждаемыми.

Регулярные или нерегулярные элементы шероховатости на стенках секции автономной камеры сгорания без препятствий имеют форму поперечной или винтовой нарезки, или распределенных шипов, или песочной шероховатости.

Источник зажигания автономной камеры сгорания представляет собой предпочтительно опоясывающую форкамеру (не менее одной) с распределенными отверстиями для подачи турбулентных струй горячих продуктов горения, или набор любых других источников (не менее одного) зажигания, способных поджечь высокоскоростной поток горючей смеси, например, электроразрядньгх свечей, одиночных форкамер, лазерных лучей, струй химически активных веществ, расположенных по периметру камеры сгорания.

Опоясывающая форкамера оснащена системой подачи топливных компонентов, обеспечивающей подготовку топливно-воздушной смеси, предпочтительно обогащенной топливом, и выполнена в виде замкнутого полого канала, установленного внутри или снаружи камеры сгорания, в котором имеются распределённые отверстия, соединяющие внутреннюю полость форкамеры с камерой сгорания, и источники зажигания.

Распределённые отверстия опоясывающей форкамеры имеют острые кромки, а их диаметр меньше, чем максимальный гасящий размер отверстий, при котором прямой переход пламени из форкамеры в камеру сгорания невозможен, а вместо пламени в камеру сгорания из форкамеры поступают струи высокотемпературных турбулентных продуктов горения.

Автономные камеры сгорания в блоке А могут быть охлаждаемыми и/или неохлаждаемыми.

Автономные камеры сгорания в блоке А могут быть установлены соосно или под углом друг к другу, причем внешний контур поперечного сечения блока А может быть круговой, прямоугольной, овальной и др. геометрической формы.

Система подачи топлива в автономные камеры сгорания блока А позволяет подавать топливо одновременно во все автономные камеры или только в часть автономных камер, причем состав топливно-воздушной смеси в различных автономных камерах сгорания блока А может быть одинаковым или разным.

Выходные сопла автономных камер сгорания выполнены в виде сопел Лаваля с диаметром критического сечения (d x ) не более (0,5b).

Срезы выходных сопел автономных камер сгорания внешнего контура блока А могут быть выполнены под углом к оси блока А, обеспечивающим отклонение струй продуктов горения и детонации по направлению от оси блока А.

Краткое описание чертежей

На фиг. 1а приведена схема первого варианта заявляемого устройства с закрытым воздушным клапаном.

На фиг. 16 приведена схема первого варианта заявляемого устройства с открытым с открытым воздушным клапаном.

На фиг. 2а приведен пример выполнения воздушного клапана (9) в виде системы плоских вращающихся лепестков, попеременно перекрывающих доступ воздуха в камеру сгорания (1) и в обводной канал (10): / - воздушный клапан открыт, II - воздушный клапан закрыт.

На фиг. 26 приведен пример выполнения воздушного клапана (9) в виде системы профилированных вращающихся лепестков, попеременно перекрывающих доступ воздуха в камеру сгорания (1) и в обводной канал (10): /- воздушный клапан открыт, // - воздушный клапан закрыт.

На фиг. За приведена схема второго варианта заявляемого устройства с регулируемым воздухозаборником с перемещаемым центральным телом; воздушный клапан закрыт.

На фиг. 36 приведена схема второго варианта заявляемого устройства с регулируемым воздухозаборником с перемещаемым центральным телом; воздушный клапан открыт.

На фиг. 4а приведена схема третьего варианта заявляемого устройства с закрытым воздушным клапаном.

На фиг. 46 приведена схема третьего варианта заявляемого устройства с открытым воздушным клапаном.

На фиг. 5 а приведен пример схем расположения автономных камер сгорания прямоугольного и кругового сечения в блоке А.

На фиг. 56 приведен пример компоновочной схемы летательного аппарата с размещением импульсного детонационного двигателя внутри крыла.

На фиг. 6а приведен пример выполнения воздушного клапана (3) для четырех соседних автономных камер сгорания блока А в виде системы плоских вращающихся лепестков, попеременно перекрывающих доступ воздуха в обе камеры сгорания (1) и в обводной канал (4): /- воздушный клапан открыт, //- воздушный клапан закрыт.

На фиг. 66 приведен пример выполнения воздушного клапана (3) для четырех соседних автономных камер сгорания блока А в виде системы поворотных (на 180°) лепестков, попеременно перекрывающих доступ воздуха в обе камеры сгорания (1) и в обводной канал (4): / - воздушный клапан открыт, //- воздушный клапан закрыт.

На фиг. 6в приведен пример выполнения воздушного клапана (3) для двух соседних автономных камер сгорания блока А в виде системы поворотных (меньше 180°) лепестков, попеременно перекрывающих доступ воздуха в обе камеры сгорания (1) и в обводной канал (4): / - воздушный клапан открыт, // - воздушный клапан закрыт.

На фиг. 6г приведен пример выполнения воздушного клапана (3) для двух соседних автономных камер сгорания блока А в виде скользящих шторок, попеременно перекрывающих доступ воздуха в обе камеры сгорания (1) и в обводной канал (4): I - воздушный клапан открыт, //- воздушный клапан закрыт. На фиг. 7а приведена схема четвертого варианта заявляемого устройства с регулируемым воздухозаборником с перемещаемым центральным телом; воздушный клапан закрыт.

На фиг. 76 приведена схема четвертого варианта заявляемого устройства с регулируемым воздухозаборником с перемещаемым центральным телом; воздушный клапан открыт.

На фиг. 8а приведена схема пятого варианта заявляемого устройства с закрытым воздушным клапаном.

На фиг. 86 приведена схема пятого варианта заявляемого устройства с открытым воздушным клапаном.

На фиг. 9а приведена схема шестого варианта заявляемого устройства с регулируемым воздухозаборником с перемещаемым центральным телом; воздушный клапан закрыт.

На фиг. 96 приведена схема шестого варианта заявляемого устройства с регулируемым воздухозаборником с перемещаемым центральным телом; воздушный клапан открыт.

На фиг. 10 приведен график с результатами расчета пяти рабочих циклов до достижения полностью воспроизводимого периодического режима работы импульсного детонационного двигателя (вариант 1) в условиях полета на высоте 500 м с числом Маха 0,8.

Вариант осуществления изобретения

На фиг. 1а и 16 приведены схемы первого варианта заявляемого устройства с закрытым (фиг. 1а) и с открытым (фиг. 16) воздушным клапаном.

Основной элемент устройства - камера сгорания (1), имеющая секцию с препятствиями (2) и секцию без препятствий (3). Устройство содержит систему подачи топлива (4), источники зажигания (5), периферийные препятствия (6) и центральные препятствия (7), дозвуковой нерегулируемый воздухозаборник (8), воздушный клапан (9) с системой управления (на фиг. 1а и 16 не показана), обводной канал (10) и выходное сопло (11).

На фиг. 2а и 26 приведены примеры выполнения воздушного клапана (9) в виде системы плоских (фиг. 2а) или профилированных (фиг. 26) вращающихся лепестков, попеременно перекрывающих доступ воздуха в камеру сгорания (1) и в обводной канал (10).

На фиг. За и 36 приведены схемы второго варианта заявляемого устройства с закрытым (фиг. За) и с открытым (фиг. 36) воздушным клапаном при использовании регулируемого воздухозаборника с перемещаемым центральным телом.

Основной элемент устройства - камера сгорания (1), имеющая секцию с препятствиями (2) и секцию без препятствий (3). Устройство содержит систему подачи топлива (4), источники зажигания (5), периферийные препятствия (6) и центральные препятствия (7), регулируемый воздухозаборник (8), воздушный клапан (9) с системой управления (на фиг. За и 36 не показана), обводной канал (10) и выходное сопло (11). Регулируемый воздухозаборник (8) состоит из корпуса (12) с центральным телом (13) и ресивером (14).

Примеры выполнения воздушного клапана (9) представлены на фиг. 2а и 26. На фиг. 4а и 46 приведены схемы третьего варианта заявляемого устройства с закрытым (фиг. 4а) и с открытым (фиг. 46) воздушным клапаном.

Основной элемент устройства - камера сгорания (1), состоящая из блоков А и Б. Устройство содержит дозвуковой нерегулируемый воздухозаборник (2), воздушный клапан (3) с системой управления (на фиг. 4а и 46 не показана), обводной канал (4), диафрагмы (5) и выходное сопло (6).

На фиг. 5 приведены примеры схем расположения автономных камер сгорания прямоугольного и кругового сечения в блоке А и пример компоновочной схемы летательного аппарата с размещением импульсного детонационного двигателя внутри крыла.

На фиг. 6а-6г приведены примеры выполнения воздушного клапана (3): для четырех соседних автономных камер сгорания блока А в виде системы плоских вращающихся лепестков, попеременно перекрывающих доступ воздуха в обе камеры сгорания (1) и в обводной канал (4) (фиг. 6а); для четырех соседних автономных камер сгорания блока А в виде системы поворотных (на 180°) лепестков, попеременно перекрывающих доступ воздуха в обе камеры сгорания (1) и в обводной канал (4) (фиг. 66); для двух соседних автономных камер сгорания блока А в виде системы поворотных (меньше 180°) лепестков, попеременно перекрывающих доступ воздуха в обе камеры сгорания (1) и в обводной канал (4) (фиг. 6в) и для двух соседних автономных камер сгорания блока А в виде скользящих шторок, попеременно перекрывающих доступ воздуха в обе камеры сгорания (1) и в обводной канал (4) (фиг. 6г).

На фиг. 7а и 76 приведены схемы четвертого варианта заявляемого устройства с закрытым (фиг. 7а) и с открытым (фиг. 76) воздушным клапаном при использовании регулируемого воздухозаборника с перемещаемым центральным телом.

Основной элемент устройства - камера сгорания (1), состоящая из блоков А и Б. Устройство содержит регулируемый воздухозаборник (2), воздушный клапан (3) с системой управления (на фиг. 7а и 76 не показана), обводной канал (4), диафрагмы (5) и выходное сопло (6). Регулируемый воздухозаборник (2) состоит из корпуса (7) с центральным телом (8) и ресивером (9).

Примеры схем расположения автономных камер сгорания в блоке А представлены на фиг. 5, а примеры выполнения воздушного клапана (3) - на фиг. 6а - 6г.

На фиг. 8а и 86 приведены схемы пятого варианта заявляемого устройства с закрытым (фиг. 8а) и с открытым (фиг. 86) воздушным клапаном.

Основной элемент устройства - блок А, состоящий из автономных камер сгорания (1). Устройство содержит дозвуковой нерегулируемый воздухозаборник (2), воздушный клапан (3) с системой управления (на фиг. 8а и 86 не показана), обводной канал (4) и выходные сопла (5).

Примеры схем расположения автономных камер сгорания в блоке А представлены на фиг. 5, а примеры выполнения воздушного клапана (3) - на фиг. 6а - 6г.

На фиг. 9а и 96 приведены схемы шестого варианта заявляемого устройства с закрытым (фиг. 9а) и с открытым (фиг. 96) воздушным клапаном при использовании регулируемого воздухозаборника с перемещаемым центральным телом.

Основной элемент устройства - блок А, состоящий из автономных камер сгорания (1). Устройство содержит регулируемый воздухозаборник (2), воздушный клапан (3) с системой управления (на фиг. 9а и 96 не показана), обводной канал (4) и выходные сопла (5). Регулируемый воздухозаборник (2) состоит из корпуса (6) с центральным телом (7) и ресивером (8).

Примеры схем расположения автономных камер сгорания в блоке А представлены на фиг. 5, а примеры выполнения воздушного клапана (3) - на фиг. 6а - 6г. Предлагаемое устройство работает следующим образом.

В первом варианте предлагаемого устройства, когда воздушный клапан (9) закрыт (фиг. 1а), атмосферный воздух попадает в двигатель через воздухозаборник (8) и покидает двигатель через обводной канал (10), минуя камеру сгорания (1).

Рабочий цикл двигателя начинается с момента открытия воздушного клапана (9) при поступлении управляющего сигнала от системы управления на привод воздушного клапана или под действием перепада давления на воздушном клапане. Когда воздушный клапан (9) открыт (фиг. 16), атмосферный воздух попадает в двигатель через воздухозаборник (8) и поступает в камеру сгорания (1), минуя обводной канал; в камере сгорания (1) воздух перемешивается с топливом, поступающим через систему подачи топлива (4). При этом во избежание контакта свежей топливно-воздушной смеси с горячими продуктами горения и детонации предыдущего цикла, топливо подается в поток воздуха с некоторой временной задержкой по отношению к моменту открытия воздушного клапана (9), т.е. между продуктами горения и детонации предыдущего цикла и свежей топливно-воздушной смесью имеется слой продувочного воздуха.

После заполнения камеры сгорания свежей топливно-воздушной смесью до заданной степени заполнения, определяемой условиями старта или условиями полета импульсного детонационного двигателя, по управляющему сигналу от системы управления источники (5) зажигают топливно-воздушную смесь в камере сгорания, воздушный клапан (9) закрывается полностью или частично, и подача топлива прекращается. Минимальная степень заполнения камеры сгорания соответствует значению преддетонационного расстояния LDDT при заданном составе топливно- воздушной смеси и при заданных условиях старта или условиях полета. Максимальная степень заполнения камеры сгорания соответствует длине камеры сгорания Lcc от воздушного клапана (9) до входного сечения сопла (11).

В условиях старта импульсного детонационного двигателя при нулевой начальной скорости летательного аппарата предпочтительно, чтобы в момент зажигания воздушный клапан (9) был полностью закрыт для создания пониженного давления (разрежения) в камере сгорания (1) после истечения продуктов горения и детонации в атмосферу. В условиях старта импульсного детонационного двигателя с использованием дополнительного нагнетателя воздуха при нулевой начальной скорости летательного аппарата, а также в условиях старта импульсного детонационного двигателя с разгонными средствами или в условиях полета предпочтительно, чтобы в момент зажигания воздушный клапан (9) был полностью или частично открыт, а топливо еще продолжало поступать, т.е. в камере сгорания (1) поддерживался высокий уровень турбулентных пульсаций скорости, требуемый для быстрого перехода горения в детонацию. (Нагнетатель воздуха и разгонные средства не входят в состав заявляемого устройства.)

Возникшее после зажигания пламя, распространяясь в турбулентном потоке топливно-воздушной смеси сначала на участке камеры сгорания с центральными и периферийными препятствиями, а затем на участке камеры сгорания с периферийными препятствиями, ускоряется, и на выходе из участка камеры сгорания с периферийными препятствиями (на расстоянии LDDT) происходит быстрый переход горения в детонацию. Участок камеры сгорания с центральными и периферийными препятствиями предназначен для максимально быстрого ускорения пламени и образования достаточно интенсивной ударных волн с числом Маха не менее критического значения, требуемого для быстрого перехода горения в детонацию (Фролов СМ. «Быстрый переход горения в детонацию»/ Химическая физика, 2008, т. 27, N° 6, с. 31-44), а участок камеры сгорания с периферийными препятствиями - для максимально быстрого ускорения этой ударной волны, благодаря продолжающемуся ускорению пламени. Образованная в результате быстрого перехода горения в детонацию детонационная волна бежит по направлению к соплу (1 1) по секции камеры сгорания без препятствий. При этом регулярные или нерегулярные элементы шероховатости на стенках этой секции камеры сгорания способствуют стабилизации распространения детонационной волны, благодаря образованию горячих точек при отражении лидирующего ударного фронта детонации от элементов шероховатости. Вследствие размытости контактной зоны "топливно-воздушная смесь - воздух" скорость детонационной волны D в этой зоне сначала снижается до предельно возможной скорости (0,8-0,9)D, а затем детонационная волна превращается в ударную волну, которая выходит из сопла (1 1).

Истечение рабочего тела (продукты горения и детонации, продувочный воздух) из сопла (11) начинается с момента прихода ударной волны на выходной срез сопла (11). Оно продолжается до тех пор, пока среднее давление на воздушном клапане (9) со стороны камеры сгорания (1) не уменьшится до некоторого критического значения Р к , еще обеспечивающего положительную мгновенную суммарную силу (мгновенную эффективную тягу), действующую на летательный аппарат с импульсным детонационным двигателем. После достижения Р к эта сила становится близкой к нулю, воздушный клапан (9) открывается, и цикл повторяется.

При использовании штатного жидкого топлива старту летательного аппарата предшествует предстартовый разогрев камеры сгорания (1) импульсного детонационного двигателя, при котором в нескольких начальных рабочих циклах используется не детонационный, а дефлаграционный режим горения с частичным заполнением камеры сгорания (1) горючей смесью, обеспечивающим полное сгорание топлива.

В этом режиме импульсный детонационный двигатель работает до тех пор, пока температура стенок камеры сгорания (1) не достигнет 80-100°С, что необходимо для обеспечения смесеобразования при переходе к работе импульсного детонационного двигателя в детонационном режиме. Предстартовый разогрев импульсного детонационного двигателя достигается быстрее при использовании опоясывающей форкамеры в качестве источника зажигания (5) по сравнению с любыми другими источниками зажигания, способными поджечь высокоскоростной поток горючей смеси.

В условиях старта импульсного детонационного двигателя при нулевой начальной скорости летательного аппарата заявляемое устройство функционирует с низкой рабочей частотой, определяемой скоростью заполнения камеры сгорания (1) атмосферным воздухом, благодаря разрежению, вызванному истечением продуктов горения и детонации через сопло (11). После начала движения летательного аппарата скорость набегающего потока увеличивается, допуская повышение рабочей частоты и тяги двигателя, а также взлет летательного аппарата и набор высоты, причем рабочая частота импульсного детонационного двигателя может принимать любое значение, например, заданное системой управления, но не превышающее некоторое максимальное значение, определяемое скоростью и высотой полета летательного аппарата. Последнее связано с тем, что условия полета определяют преддетонационное расстояние LDDT И, следовательно, минимальную степень заполнения камеры сгорания горючей смесью.

В условиях старта импульсного детонационного двигателя с использованием дополнительного нагнетателя воздуха или при старте с разгонными средствами начальная фаза работы импульсного детонационного двигателя с минимальной частотой исключается. Во втором варианте предлагаемого устройства, когда воздушный клапан (9) закрыт (фиг. За), атмосферный воздух попадает в ресивер (14) через кольцевой канал, образованный корпусом (12) регулируемого воздухозаборника (8) и центральным телом (13), а затем покидает ресивер (14) через обводной канал (10), минуя камеру сгорания (1).

Рабочий цикл двигателя начинается с момента открытия воздушного клапана (9) при поступлении управляющего сигнала от системы управления на привод воздушного клапана или под действием перепада давления на воздушном клапане. Когда воздушный клапан (9) открыт (фиг. 36), атмосферный воздух попадает в ресивер (14) через кольцевой канал, образованный корпусом (10) и центральным телом (13) регулируемого воздухозаборника (8), а затем поступает в камеру сгорания (1 ), минуя обводной канал (10); в камере сгорания (1) воздух перемешивается с топливом, поступающим через систему подачи топлива (4). При этом во избежание контакта свежей топливно-воздушной смеси с горячими продуктами горения и детонации предыдущего цикла, топливо подается в поток воздуха с некоторой временной задержкой по отношению к моменту открытия клапана (9), т.е. между продуктами горения и детонации предыдущего цикла и свежей топливно-воздушной смесью имеется слой продувочного воздуха.

После заполнения камеры сгорания (1) свежей топливно-воздушной смесью до заданной степени заполнения, определяемой условиями старта или условиями полета импульсного детонационного двигателя, по управляющему сигналу от системы управления источники (5) зажигают топливно-воздушную смесь в камере сгорания, воздушный клапан (9) закрывается полностью или частично, и подача топлива прекращается. Минимальная степень заполнения камеры сгорания (1) соответствует значению предцетонационного расстояния LDDT при заданном составе топливно- воздушной смеси и при заданных условиях старта или условиях полета. Максимальная степень заполнения камеры сгорания соответствует длине камеры сгорания Lcc от воздушного клапана (9) до входного сечения сопла (1 1).

В условиях старта импульсного детонационного двигателя при нулевой начальной скорости летательного аппарата предпочтительно, чтобы в момент зажигания воздушный клапан (9) был полностью закрыт для создания пониженного давления (разрежения) в камере сгорания (1) после истечения продуктов горения и детонации в атмосферу. В условиях старта импульсного детонационного двигателя с использованием дополнительного нагнетателя воздуха при нулевой начальной скорости летательного аппарата, а также в условиях старта импульсного детонационного двигателя с разгонными средствами или в условиях полета предпочтительно, чтобы в момент зажигания воздушный клапан (9) был полностью или частично открыт, а топливо еще продолжало поступать, т.е. в камере сгорания (1) поддерживался высокий уровень турбулентных пульсаций скорости, требуемый для быстрого перехода горения в детонацию. (Нагнетатель воздуха и разгонные средства не входят в состав заявляемого устройства.)

Возникшее после зажигания пламя, распространяясь в турбулентном потоке топливно-воздушной смеси сначала на участке камеры сгорания с центральными и периферийными препятствиями, а затем на участке камеры сгорания с периферийными препятствиями, ускоряется и на выходе из участка камеры сгорания с периферийными препятствиями (на расстоянии LDDT) происходит быстрый переход горения в детонацию. Участок камеры сгорания с центральными и периферийными препятствиями предназначен для максимально быстрого ускорения пламени и образования достаточно интенсивной ударной волны с числом Маха не менее критического значения, требуемого для быстрого перехода горения в детонацию (Фролов СМ. «Быстрый переход горения в детонацию»/ Химическая физика, 2008, т. 27, Ns б, с. 31-44), а участок камеры сгорания с периферийными препятствиями - для максимально быстрого ускорения этой ударной волны, благодаря продолжающемуся ускорению пламени. Образованная в результате быстрого перехода горения в детонацию детонационная волна бежит по направлению к соплу (1 1) по секции камеры сгорания без препятствий. При этом регулярные или нерегулярные элементы шероховатости на стенках этой секции камеры сгорания способствуют стабилизации распространения детонационной волны, благодаря образованию горячих точек при отражении лидирующего ударного фронта детонации от элементов шероховатости. Вследствие размытости контактной зоны «топливно-воздушная смесь - воздух» скорость детонационной волны D в этой зоне сначала снижается до предельно возможной скорости (0,8-0,9)D, а затем детонационная волна превращается в ударную волну, которая выходит из сопла (11).

Истечение рабочего тела (продукты горения и детонации, продувочный воздух) из сопла (1 1) начинается с момента прихода ударной волны на выходной срез сопла (11). Оно продолжается до тех пор, пока среднее давление на воздушном клапане (9) со стороны камеры сгорания (1) не уменьшится до некоторого критического значения Р к , еще обеспечивающего положительную мгновенную суммарную силу (мгновенную эффективную тягу), действующую на летательный аппарат с импульсным детонационным двигателем. После достижения Р к эта сила становится близкой к нулю, воздушный клапан (9) открывается, и цикл повторяется.

Если воздухозаборник (8) выполнен по схеме внешнего сжатия с перемещаемым центральным телом (13), то при дозвуковых и трансзвуковых скоростях полёта (до числа Маха М=1,2) центральное тело (13) обеспечивает площадь входного сечения воздухозаборника, близкую к максимальной. По мере увеличения скорости полёта центральное тело (13) выдвигается из корпуса воздухозаборника, так что при достижении максимальной скорости полёта (М=5) площадь входного сечения воздухозаборника близка к минимальной.

Если воздухозаборник выполнен по схеме внутреннего сжатия с подвижной рампой, то при дозвуковых и трансзвуковых скоростях полёта (до числа Маха М=1,2) перемещаемая рампа обеспечивает площадь входного сечения воздухозаборника, близкую к максимальной. По мере увеличения скорости полёта рампа перемещается, обеспечивая уменьшение площади входного сечения воздухозаборника, так что при достижении максимальной скорости полёта (М=5) площадь входного сечения воздухозаборника близка к минимальной.

При использовании штатного жидкого топлива старту летательного аппарата предшествует предстартовый разогрев камеры сгорания (1) импульсного детонационного двигателя, при котором в нескольких начальных рабочих циклах используется не детонационный, а дефлаграционный режим горения с частичным заполнением камеры сгорания (1) горючей смесью, обеспечивающим полное сгорание топлива. В этом режиме импульсного детонационного двигателя работает до тех пор, пока температура стенок камеры сгорания (1) не достигнет 80-100°С, что необходимо для обеспечения смесеобразования при переходе к работе импульсного детонационного двигателя в детонационном режиме. Предстартовый разогрев импульсного детонационного двигателя достигается быстрее при использовании опоясывающей форкамеры в качестве источника зажигания (5) по сравнению с любыми другими источниками зажигания, способными поджечь высокоскоростной поток горючей смеси.

В условиях старта импульсного детонационного двигателя при нулевой начальной скорости летательного аппарата заявляемое устройство функционирует с низкой рабочей частотой, определяемой скоростью заполнения камеры сгорания (1) атмосферным воздухом, благодаря разрежению, вызванному истечением продуктов горения и детонации через сопло (1 1). После начала движения летательного аппарата скорость набегающего потока увеличивается, допуская повышение рабочей частоты и тяги двигателя, а также взлет летательного аппарата и набор высоты, причем рабочая частота импульсного детонационного двигателя может принимать любое значение, например, заданное системой управления, но не превышающее некоторое максимальное значение, определяемое скоростью и высотой полета летательного аппарата. Последнее связано с тем, что условия полета определяют преддетонационное расстояние LDDT И, следовательно, минимальную степень заполнения камеры сгорания (1) горючей смесью.

В условиях старта импульсного детонационного двигателя с использованием дополнительного нагнетателя воздуха или при старте с разгонными средствами начальная фаза работы импульсного детонационного двигателя с минимальной частотой исключается.

В третьем варианте предлагаемого устройства, когда воздушный клапан (3) закрыт (фиг. 4а), атмосферный воздух попадает в двигатель через воздухозаборник (2) и покидает двигатель через обводной канал (4), минуя камеру сгорания (1).

Рабочий цикл двигателя начинается с момента открытия воздушного клапана (3) при поступлении управляющего сигнала от системы управления на привод воздушного клапана или под действием перепада давления на воздушном клапане. Когда воздушный клапан (3) открыт (фиг. 46), атмосферный воздух попадает в двигатель через воздухозаборник (2) и поступает в блок А камеры сгорания (1), минуя обводной канал; в каждой автономной камере сгорания блока А воздух перемешивается с топливом, поступающим через систему подачи топлива. При этом во избежание контакта свежей топливно-воздушной смеси с горячими продуктами горения и детонации предыдущего цикла, топливо подается в поток воздуха с некоторой временной задержкой по отношению к моменту открытия воздушного клапана (3), т.е. между продуктами горения и детонации предыдущего цикла и свежей топливно- воздушной смесью имеется слой продувочного воздуха.

Процесс заполнения блоков А и Б камеры сгорания (1) свежей топливно- воздушной смесью продолжается до заданной степени заполнения, определяемой условиями старта или условиями полета импульсного детонационного двигателя. Далее по управляющему сигналу от системы управления горючая смесь в каждой из автономных камер сгорания блока А одновременно зажигается, воздушный клапан (3) закрывается полностью или частично, и подача топлива прекращается. Минимальная степень заполнения камеры сгорания (1) соответствует длине блока А. Максимальная степень заполнения камеры сгорания (1) соответствует общей длине блоков А и Б камеры сгорания (1).

В условиях старта импульсного детонационного двигателя при нулевой начальной скорости летательного аппарата предпочтительно, чтобы в момент зажигания воздушный клапан (3) был полностью закрыт для создания пониженного давления (разрежения) в камере сгорания (1) после истечения продуктов горения и детонации в атмосферу. В условиях старта импульсного детонационного двигателя с использованием дополнительного нагнетателя воздуха при нулевой начальной скорости летательного аппарата, а также в условиях старта импульсного детонационного двигателя с разгонными средствами или в условиях полета предпочтительно, чтобы в момент зажигания воздушный клапан (3) был полностью или частично открыт, а топливо еще продолжало поступать, т.е. в камере сгорания (1) поддерживался высокий уровень турбулентных пульсаций скорости, требуемый для быстрого перехода горения в детонацию. (Нагнетатель воздуха и разгонные средства не входят в состав заявляемого устройства.)

В соответствии с рабочим процессом, описанным выше для варианта 1, после зажигания во всех автономных камерах сгорания блока А происходит быстрый переход горения в детонацию. Полученные в результате быстрого перехода горения в детонацию детонационные волны выходят через диафрагмы (5) в блок Б камеры сгорания (1), образуя после некоторого переходного периода единый фронт детонационной волны, который бежит по направлению к выходному соплу (6). Вследствие размытости контактной зоны «топливно-воздушная смесь - воздух» скорость детонационной волны D в этой зоне сначала снижается до предельно возможной скорости (0,8-0,9)D, а затем детонационная волна превращается в ударную волну, которая выходит из сопла (6).

Истечение рабочего тела (продукты горения и детонации, продувочный воздух) из сопла (6) начинается с момента прихода ударной волны на выходной срез сопла (6). Оно продолжается до тех пор, пока среднее давление на воздушном клапане (3) со стороны автономных камер сгорания блока А не уменьшится до некоторого критического значения Р к , еще обеспечивающего положительную мгновенную суммарную силу (мгновенную эффективную тягу), действующую на летательный аппарат с импульсным детонационным двигателем. После достижения Р к эта сила становится близкой к нулю, воздушный клапан (3) открывается, и цикл повторяется.

При использовании штатного жидкого топлива старту летательного аппарата предшествует предстартовый разогрев камеры сгорания (1) импульсного детонационного двигателя, при котором в нескольких начальных рабочих циклах используется не детонационный, а дефлаграционный режим горения с частичным заполнением камеры сгорания (1) горючей смесью, обеспечивающим полное сгорание топлива. В этом режиме импульсный детонационный двигатель работает до тех пор, пока температура стенок камеры сгорания (1) не достигнет 80-100°С, что необходимо для обеспечения смесеобразования при переходе к работе импульсного детонационного двигателя в детонационном режиме.

В условиях старта импульсного детонационного двигателя при нулевой начальной скорости летательного аппарата заявляемое устройство функционирует с низкой рабочей частотой, определяемой скоростью заполнения камеры сгорания (1) атмосферным воздухом, благодаря разрежению, вызванному истечением продуктов горения и детонации через сопло (6). После начала движения летательного аппарата скорость набегающего потока увеличивается, допуская повышение рабочей частоты и тяги двигателя, а также взлет летательного аппарата и набор высоты, причем рабочая частота импульсного детонационного двигателя может принимать любое значение, например, заданное системой управления, но не превышающее некоторое максимальное значение, определяемое скоростью и высотой полета летательного аппарата. Последнее связано с тем, что условия полета определяют предцетонационное расстояние LQDT И, следовательно, минимальную степень заполнения камеры сгорания горючей смесью.

В условиях старта импульсного детонационного двигателя с использованием дополнительного нагнетателя воздуха или при старте с разгонными средствами начальная фаза работы импульсного детонационного двигателя с минимальной частотой исключается.

В четвертом варианте предлагаемого устройства, когда воздушный клапан (3) закрыт (фиг. 7а), атмосферный воздух попадает в ресивер (9) через кольцевой канал, образованный корпусом (7) регулируемого воздухозаборника (2) и центральным телом (8), а затем покидает ресивер (9) через обводной канал (4), минуя камеру сгорания (1).

Рабочий цикл двигателя начинается с момента открытия воздушного клапана (3) при поступлении управляющего сигнала от системы управления на привод воздушного клапана или под действием перепада давления на воздушном клапане. Когда воздушный клапан (3) открыт (фиг. 76), атмосферный воздух попадает в ресивер (9) через кольцевой канал, образованный корпусом (7) и центральным телом (8) регулируемого воздухозаборника (2), а затем поступает в блок А камеры сгорания (1), минуя обводной канал (4); в каждой автономной камере сгорания блока А воздух перемешивается с топливом, поступающим через систему подачи топлива. При этом во избежание контакта свежей топливно-воздушной смеси с горячими продуктами горения и детонации предыдущего цикла, топливо подается в поток воздуха с некоторой временной задержкой по отношению к моменту открытия воздушного клапана (3), т.е. между продуктами горения и детонации предыдущего цикла и свежей топливно-воздушной смесью имеется слой продувочного воздуха.

Процесс заполнения блоков А и Б камеры сгорания (1) свежей топливно- воздушной смесью продолжается до заданной степени заполнения, определяемой условиями старта или условиями полета импульсного детонационного двигателя. Далее по управляющему сигналу от системы управления горючая смесь в каждой из автономных камер сгорания блока А одновременно зажигается, воздушный клапан (3) закрывается полностью или частично, и подача топлива прекращается. Минимальная степень заполнения камеры сгорания (1) соответствует длине блока А. Максимальная степень заполнения камеры сгорания (1) соответствует общей длине блоков А и Б камеры сгорания (1).

В условиях старта импульсного детонационного двигателя при нулевой начальной скорости летательного аппарата предпочтительно, чтобы в момент зажигания воздушный клапан (3) был полностью закрыт для создания пониженного давления (разрежения) в камере сгорания (1) после истечения продуктов горения и детонации в атмосферу. В условиях старта импульсного детонационного двигателя с использованием дополнительного нагнетателя воздуха при нулевой начальной скорости летательного аппарата, а также в условиях старта импульсного детонационного двигателя с разгонными средствами или в условиях полета предпочтительно, чтобы в момент зажигания воздушный клапан (3) был полностью или частично открыт, а топливо еще продолжало поступать, т.е. в камере сгорания (1) поддерживался высокий уровень турбулентных пульсаций скорости, требуемый для быстрого перехода горения в детонацию. (Нагнетатель воздуха и разгонные средства не входят в состав заявляемого устройства.)

В соответствии с рабочим процессом, описанным выше для варианта 2, после зажигания во всех автономных камерах сгорания блока А происходит быстрый переход горения в детонацию. Полученные в результате быстрого перехода горения в детонацию детонационные волны выходят через диафрагмы (5) в блок Б камеры сгорания (1), образуя после некоторого переходного периода единый фронт детонационной волны, который бежит по направлению к выходному соплу (6). Вследствие размытости контактной зоны "топливно-воздушная смесь - воздух" скорость детонационной волны D в этой зоне сначала снижается до предельно возможной скорости (0,8-0,9)D, а затем детонационная волна превращается в ударную волну, которая выходит из сопла (6).

Истечение рабочего тела (продукты горения и детонации, продувочный воздух) из сопла (6) начинается с момента прихода ударной волны на выходной срез сопла (6). Оно продолжается до тех пор, пока среднее давление на воздушном клапане (3) со стороны автономных камер сгорания блока А не уменьшится до некоторого критического значения Р к , еще обеспечивающего положительную мгновенную суммарную силу (мгновенную эффективную тягу), действующую на летательный аппарат с импульсным детонационным двигателем. После достижения Р к эта сила становится близкой к нулю, воздушный клапан (3) открывается, и цикл повторяется.

Если воздухозаборник (2) выполнен по схеме внешнего сжатия с перемещаемым центральным телом (8), то при дозвуковых и трансзвуковых скоростях полёта (до числа Маха М=1,2) центральное тело (8) обеспечивает площадь входного сечения воздухозаборника, близкую к максимальной. По мере увеличения скорости полёта центральное тело (8) выдвигается из корпуса воздухозаборника, так что при достижении максимальной скорости полёта (М=5) площадь входного сечения воздухозаборника близка к минимальной.

Если воздухозаборник выполнен по схеме внутреннего сжатия с подвижной рампой, то при дозвуковых и трансзвуковых скоростях полёта (до числа Маха М=1,2) перемещаемая рампа обеспечивает площадь входного сечения воздухозаборника, близкую к максимальной. По мере увеличения скорости полёта рампа перемещается, обеспечивая уменьшение площади входного сечения воздухозаборника, так что при достижении максимальной скорости полёта (М=5) площадь входного сечения воздухозаборника близка к минимальной.

При использовании штатного жидкого топлива старту летательного аппарата предшествует предстартовый разогрев камеры сгорания (1) импульсного детонационного двигателя, при котором в нескольких начальных рабочих циклах используется не детонационный, а дефлаграционный режим горения с частичным заполнением камеры сгорания (1) горючей смесью, обеспечивающим полное сгорание топлива. В этом режиме импульсного детонационного двигателя работает до тех пор, пока температура стенок камеры сгорания (1) не достигнет 80-100°С, что необходимо для обеспечения смесеобразования при переходе к работе импульсного детонационного двигателя в детонационном режиме.

В условиях старта импульсного детонационного двигателя при нулевой начальной скорости летательного аппарата заявляемое устройство функционирует с низкой рабочей частотой, определяемой скоростью заполнения камеры сгорания (1) атмосферным воздухом, благодаря разрежению, вызванному истечением продуктов горения и детонации через сопло (6). После начала движения летательного аппарата скорость набегающего потока увеличивается, допуская повышение рабочей частоты и тяги двигателя, а также взлет летательного аппарата и набор высоты, причем рабочая частота импульсного детонационного двигателя может принимать любое значение, например, заданное системой управления, но не превышающее некоторое максимальное значение, определяемое скоростью и высотой полета летательного аппарата. Последнее связано с тем, что условия полета определяют преддетонационное расстояние LDDT И, следовательно, минимальную степень заполнения камеры сгорания горючей смесью.

В условиях старта импульсного детонационного двигателя с использованием дополнительного нагнетателя воздуха или при старте с разгонными средствами начальная фаза работы импульсного детонационного двигателя с минимальной частотой исключается.

В пятом варианте предлагаемого устройства, когда воздушный клапан (3) закрыт (фиг.8а), атмосферный воздух попадает в двигатель через воздухозаборник (2) и покидает двигатель через обводной канал (4), минуя автономные камеры сгорания (1) блока А. Рабочий цикл двигателя начинается с момента открытия воздушного клапана (3) при поступлении управляющего сигнала от системы управления на привод воздушного клапана или под действием перепада давления на воздушном клапане. Когда воздушный клапан (3) открыт (фиг. 86), атмосферный воздух попадает в двигатель через воздухозаборник (2) и поступает в автономные камеры сгорания (1) блока А, минуя обводной канал; в каждой автономной камере сгорания блока А воздух перемешивается с топливом, поступающим через систему подачи топлива. При этом во избежание контакта свежей топливно-воздушной смеси с горячими продуктами горения и детонации предыдущего цикла, топливо подается в поток воздуха с некоторой временной задержкой по отношению к моменту открытия воздушного клапана (3), т.е. между продуктами горения и детонации предыдущего цикла и свежей топливно-воздушной смесью имеется слой продувочного воздуха.

Процесс заполнения автономных камер сгорания (1) блока А свежей топливно- воздушной смесью продолжается до заданной степени заполнения, определяемой условиями старта или условиями полета импульсного детонационного двигателя. Далее по управляющему сигналу от системы управления горючая смесь в каждой из автономных камер сгорания блока А одновременно зажигается, воздушный клапан (3) закрывается полностью или частично, и подача топлива прекращается. Минимальная степень заполнения автономных камер сгорания (1) блока А соответствует преддетонационному расстоянию LDDT- Максимальная степень заполнения автономных камер сгорания (1) соответствует длине блока А.

Для управления уровнем тяги импульсного детонационного двигателя топливо в автономные камеры сгорания блока А может подаваться либо одновременно во все автономные камеры, либо только в часть автономных камер, причем состав топливно- воздушной смеси в различных автономных камерах сгорания блока А может быть одинаковым или разным. Те автономные камеры, в которые топливо временно не подается, просто продуваются воздухом.

Для управления вектором тяги автономные камеры сгорания в блоке А могут быть установлены соосно или под углом друг к другу, причем внешний контур поперечного сечения блока А может быть круговой, прямоугольной, овальной и др. геометрической формы в зависимости от компоновочной схемы летательного аппарата. При использовании соосной схемы срезы выходных сопел автономных камер сгорания внешнего контура блока А должны быть выполнены под углом к оси блока А, обеспечивающим отклонение струй продуктов горения и детонации по направлению от оси блока А при избирательной подаче топлива в те или иные автономные камеры сгорания внешнего контура блока А. При установке автономных камер сгорания под углом друг к другу отклонение вектора тяги от осевого направления также обеспечивается избирательной подачей топлива в те или иные автономные камеры сгорания внешнего контура блока А.

В условиях старта импульсного детонационного двигателя при нулевой начальной скорости летательного аппарата предпочтительно, чтобы в момент зажигания воздушный клапан (3) был полностью закрыт для создания пониженного давления (разрежения) в камере сгорания (1) после истечения продуктов горения | детонации в атмосферу. В условиях старта импульсного детонационного двигателя с использованием дополнительного нагнетателя воздуха при нулевой начальной скорости летательного аппарата, а также в условиях старта импульсного детонационного двигателя с разгонными средствами или в условиях полета предпочтительно, чтобы в момент зажигания воздушный клапан (3) был полностью или частично открыт, а топливо еще продолжало поступать, т.е. в камере сгорания (1) поддерживался высокий уровень турбулентных пульсаций скорости, требуемый для быстрого перехода горения в детонацию. (Нагнетатель воздуха и разгонные средства не входят в состав заявляемого устройства.)

В соответствии с рабочим процессом, описанным выше для варианта 1, после зажигания во всех автономных камерах сгорания (1) блока А происходит быстрый переход горения в детонацию, превращение детонационной волны в ударную волну и её выход из сопел (5). Истечение рабочего тела (продукты горения и детонации, продувочный воздух) из сопел (5) продолжается до тех пор, пока среднее давление на воздушном клапане (3) со стороны автономных камер сгорания (1) блока А не уменьшится до некоторого критического значения Р к , еще обеспечивающего положительную мгновенную суммарную силу (мгновенную эффективную тягу), действующую на летательный аппарат с импульсным детонационным двигателем. После достижения Р к эта сила становится близкой к нулю, воздушный клапан (3) открывается, и цикл повторяется.

При использовании штатного жидкого топлива старту летательного аппарата предшествует предстартовый разогрев автономных камер сгорания (1) импульсного детонационного двигателя, при котором в нескольких начальных рабочих циклах используется не детонационный, а дефлаграционный режим горения с частичным заполнением автономных камер сгорания (1) горючей смесью, обеспечивающим полное сгорание топлива. В этом режиме импульсный детонационный двигатель работает до тех пор, пока температура стенок автономных камер сгорания (1) не достигнет 80-100°С, что необходимо для обеспечения смесеобразования при переходе к работе импульсного детонационного двигателя в детонационном режиме.

В условиях старта импульсного детонационного двигателя при нулевой начальной скорости летательного аппарата заявляемое устройство функционирует с низкой рабочей частотой, определяемой скоростью заполнения автономных камер сгорания (1) атмосферным воздухом, благодаря разрежению, вызванному истечением продуктов горения и детонации через сопла (5). После начала движения летательного аппарата скорость набегающего потока увеличивается, допуская повышение рабочей частоты и тяги двигателя, а также взлет летательного аппарата и набор высоты, причем рабочая частота импульсного детонационного двигателя может принимать любое значение, например, заданное системой управления, но не превышающее некоторое максимальное значение, определяемое скоростью и высотой полета летательного аппарата. Последнее связано с тем, что условия полета определяют преддетонационное расстояние LDDT И, следовательно, минимальную степень заполнения камеры сгорания горючей смесью.

В условиях старта импульсного детонационного двигателя с использованием дополнительного нагнетателя воздуха или при старте с разгонными средствами начальная фаза работы импульсного детонационного двигателя с минимальной частотой исключается.

В шестом варианте предлагаемого устройства, когда воздушный клапан (3) закрыт (фиг. 9а), атмосферный воздух попадает в двигатель через воздухозаборник (2) и покидает двигатель через обводной канал (4), минуя автономные камеры сгорания (1) блока А.

Рабочий цикл двигателя начинается с момента открытия воздушного клапана (3) при поступлении управляющего сигнала от системы управления на привод воздушного клапана или под действием перепада давления на воздушном клапане. Когда воздушный клапан (3) открыт (фиг. 96), атмосферный воздух попадает в ресивер (9) через кольцевой канал, образованный корпусом (7) и центральным телом (8) регулируемого воздухозаборника (2), а затем поступает в автономные камеры сгорания (1) блока А, минуя обводной канал (4); в каждой автономной камере сгорания блока А воздух перемешивается с топливом, поступающим через систему подачи топлива. При этом во избежание контакта свежей топливно-воздушной смеси с горячими продуктами горения и детонации предыдущего цикла, топливо подается в поток воздуха с некоторой временной задержкой по отношению к моменту открытия воздушного клапана (3), т.е. между продуктами горения и детонации предыдущего цикла и свежей топливно-воздушной смесью имеется слой продувочного воздуха.

Процесс заполнения автономных камер сгорания (1) блока А свежей топливно- воздушной смесью продолжается до заданной степени заполнения, определяемой условиями старта или условиями полета импульсного детонационного двигателя. Далее по управляющему сигналу от системы управления горючая смесь в каждой из автономных камер сгорания блока А одновременно зажигается, воздушный клапан (3) закрывается полностью или частично, и подача топлива прекращается. Минимальная степень заполнения автономных камер сгорания (1) соответствует преддетонационному расстоянию LDDT- Максимальная степень заполнения автономных камер сгорания (1) соответствует длине блока А.

Для управления уровнем тяги импульсного детонационного двигателя топливо в автономные камеры сгорания блока А может подаваться либо одновременно во все автономные камеры, либо только в часть автономных камер, причем состав топливно- воздушной смеси в различных автономных камерах сгорания блока А может быть одинаковым или разным. Те автономные камеры, в которые топливо временно не подается, просто продуваются воздухом.

Для управления вектором тяги автономные камеры сгорания в блоке А могут быть установлены соосно или под углом друг к другу, причем внешний контур поперечного сечения блока А может быть круговой, прямоугольной, овальной и др. геометрической формы в зависимости от компоновочной схемы летательного аппарата. При использовании соосной схемы срезы выходных сопел автономных камер сгорания внешнего контура блока А должны быть выполнены под углом к оси блока А, обеспечивающим отклонение струй продуктов горения и детонации по направлению от оси блока А при избирательной подаче топлива в те или иные автономные камеры сгорания внешнего контура блока А. При установке автономных камер сгорания под углом друг к другу отклонение вектора тяги от осевого направления также обеспечивается избирательной подачей топлива в те или иные автономные камеры сгорания внешнего контура блока А.

В условиях старта импульсного детонационного двигателя при нулевой начальной скорости летательного аппарата предпочтительно, чтобы в момент зажигания воздушный клапан (3) был полностью закрыт для создания пониженного давления (разрежения) в автономных камерах сгорания (1) после истечения продуктов горения и детонации в атмосферу. В условиях старта импульсного детонационного двигателя с использованием дополнительного нагнетателя воздуха при нулевой начальной скорости летательного аппарата, а также в условиях старта импульсного детонационного двигателя с разгонными средствами или в условиях полета предпочтительно, чтобы в момент зажигания воздушный клапан (3) был полностью или частично открыт, а топливо еще продолжало поступать, т.е. в автономных камерах сгорания (1) поддерживался высокий уровень турбулентных пульсаций скорости, требуемый для быстрого перехода горения в детонацию. (Нагнетатель воздуха и разгонные средства не входят в состав заявляемого устройства.)

В соответствии с рабочим процессом, описанным выше для варианта 2, после зажигания во всех автономных камерах сгорания блока А происходит быстрый переход горения в детонацию, превращение детонационной волны в ударную волну и её выход из сопел (5). Истечение рабочего тела (продукты горения и детонации, продувочный воздух) из сопел (5) продолжается до тех пор, пока среднее давление на воздушном клапане (3) со стороны автономных камер сгорания (1) не уменьшится до некоторого критического значения Р к , еще обеспечивающего положительную мгновенную суммарную силу (мгновенную эффективную тягу), действующую на летательный аппарат с импульсным детонационным двигателем. После достижения Р к эта сила становится близкой к нулю, воздушный клапан (3) открывается, и цикл повторяется.

Если воздухозаборник (2) выполнен по схеме внешнего сжатия с перемещаемым центральным телом (7), то при дозвуковых и трансзвуковых скоростях полёта (до числа Маха М=1,2) центральное тело (7) обеспечивает площадь входного сечения воздухозаборника, близкую к максимальной. По мере увеличения скорости полёта центральное тело (7) выдвигается из корпуса воздухозаборника, так что при достижении максимальной скорости полёта (М=5) площадь входного сечения воздухозаборника близка к минимальной. Если воздухозаборник выполнен по схеме внутреннего сжатия с подвижной рампой, то при дозвуковых и трансзвуковых скоростях полёта (до числа Маха М=1,2) перемещаемая рампа обеспечивает площадь входного сечения воздухозаборника, близкую к максимальной. По мере увеличения скорости полёта рампа перемещается, обеспечивая уменьшение площади входного сечения воздухозаборника, так что при достижении максимальной скорости полёта (М=5) площадь входного сечения воздухозаборника близка к минимальной.

При использовании штатного жидкого топлива старту летательного аппарата предшествует предстартовый разогрев камеры сгорания (1) импульсного детонационного двигателя, при котором в нескольких начальных рабочих циклах используется не детонационный, а дефлаграционный режим горения с частичным заполнением автономных камер сгорания (1) горючей смесью, обеспечивающим полное сгорание топлива. В этом режиме импульсный детонационный двигатель работает до тех пор, пока температура стенок автономных камер сгорания (1) не достигнет 80-100°С, что необходимо для обеспечения смесеобразования при переходе к работе импульсного детонационного двигателя в детонационном режиме.

В условиях старта импульсного детонационного двигателя при нулевой начальной скорости летательного аппарата заявляемое устройство функционирует с низкой рабочей частотой, определяемой скоростью заполнения автономных камер сгорания (1) атмосферным воздухом, благодаря разрежению, вызванному истечением продуктов горения и детонации через сопло (6). После начала движения летательного аппарата скорость набегающего потока увеличивается, допуская повышение рабочей частоты и тяги двигателя, а также взлет летательного аппарата и набор высоты, причем рабочая частота импульсного детонационного двигателя может принимать любое значение, например, заданное системой управления, но не превышающее некоторое максимальное значение, определяемое скоростью и высотой полета летательного аппарата. Последнее связано с тем, что условия полета определяют преддетонационное расстояние LDDT И, следовательно, минимальную степень заполнения автономной камеры сгорания горючей смесью.

В условиях старта импульсного детонационного двигателя с использованием дополнительного нагнетателя воздуха или при старте с разгонными средствами начальная фаза работы импульсного детонационного двигателя с минимальной частотой исключается. Приводим пример многомерного газодинамического расчёта воздушно- реактивного импульсного детонационного двигателя, соответствующего данному изобретению - вариант 1. В расчете рассматривалась двумерная плоская схема импульсного детонационного двигателя. К входной части камеры сгорания высотой 52 мм присоединён нерегулируемый воздухозаборник, а также лепестковый поворотный воздушный клапан. За воздушным клапаном в камере сгорания высотой 83 мм и длиной 1 143 мм, состоящей из расширяющейся части и части с постоянным сечением, установлены семь периферийных и одно центральное препятствие. Периферийные препятствия установлены с шагом 83 мм и представляют собой поперечные шлицы прямоугольного профиля высотой 6 мм и толщиной 2 мм. Центральное препятствие, представляющее собой пластину высотой 8 мм и толщиной 2 мм, установлено в сечении первого периферийного препятствия. Секция камеры сгорания без препятствий имеет гладкие стенки. В конце камеры сгорания установлено сопло Лаваля длиной 134 мм и с высотой критического сечения 54 мм.

Рабочий процесс двигателя моделировали численно с учетом конечного времени турбулентного и молекулярного смешения топливных компонентов и конечного времени химических превращений. Все теплофизические параметры газа считались переменными. В качестве топлива выбран газообразный пропан, который по своим детонационным характеристикам (ширина ячейки многофронтовой детонации) в смесях с воздухом близок к предварительно испаренному авиационному керосину. Состав топливно-воздушной смеси в камере сгорания - стехиометрический. Подробное описание физико-математической модели и численного метода расчета приведено в статье Зангиева А. Э., Иванова В. С. и Фролова С. М. «Тяговые характеристики воздушно-реактивного импульсного детонационного двигателя в условиях сверхзвукового полета на разных высотах» / Химическая физика, 2013, том 32, N° 5, с. 1-14.

Для определения тяговых характеристик двигателя провели расчёты четырех- пяти рабочих циклов до достижения полностью воспроизводимого периодического режима работы (фиг. 10). Расчеты проводились с учётом внешнего обтекания двигателя. В процессе расчета определяли эффективную тягу и силу аэродинамического сопротивления двигателя, а также другие важные параметры рабочего процесса (рабочую частоту импульсного детонационного двигателя, расходы воздуха и топлива, удельный импульс, удельную тягу, удельный расход топлива). Эффективную тягу определяли как среднюю мгновенную эффективную тягу за один рабочий цикл.

Результаты некоторых расчетов для чисел Маха полета 0,4, 0,6 и 0,8 (предлагаемое изобретение) и 3,0 (прототип) приведены в таблице 1, где приняты следующие обозначения: Z - высота полета; Р а - атмосферное давление; Т а - температура атмосферного воздуха; - частота рабочего процесса; R - сила тяги (сумма эффективной тяги и силы аэродинамического сопротивления); 1 уд - удельный импульс (сила тяги двигателя, отнесенная к расходу топлива); R yd - удельная тяга (сила тяги двигателя, отнесенная к расходу воздуха); Суд - удельный расход топлива (часовой расход топлива, приходящийся на 1 Н развиваемой двигателем тяги); m f ~ расход топлива.

Результаты некоторых расчетов для чисел Маха полета 0,4, 0,6 и 0,8

(предлагаемое изобретение) и 3,0 (прототип)

Таблица 1

Представленные результаты для дозвукового полёта импульсного детонационного двигателя с числом Маха 0,4, 0,6 и 0,8 доказывают высокую эффективность циклического высокочастотного (40-75 Гц) импульсно-детонационного рабочего процесса в предлагаемом варианте двигателя. В частности, видно, что при дозвуковом полете на малых высотах удельный импульс воздушно-реактивного импульсного детонационного двигателя достигает в среднем 1400-1500 с. В целом, расчеты показали, что предлагаемый импульсный детонационный двигатель способен осуществить старт при нулевой начальной скорости летательного аппарата и разгон летательного аппарата до дозвуковых и трансзвуковых скоростей полета.

Приводим пример многомерного газодинамического расчёта воздушно- реактивного импульсного детонационного двигателя, соответствующего данному изобретению - вариант 2. В этом расчете также рассматривалась плоская схема импульсного детонационного двигателя. К входной части камеры сгорания высотой 52 мм присоединён регулируемый воздухозаборник оборудованный центральным телом и ресивером, а также лепестковый поворотный воздушный клапан. За воздушным клапаном в камере сгорания высотой 83 мм и длиной 1543 мм, состоящей из расширяющейся секции и секции с постоянным сечением, с шагом 83 мм установлено семь периферийных препятствий в виде поперечных шлицов прямоугольного профиля и одно центральное препятствие. Высота периферийных препятствий б мм, а их толщина 2 мм. Центральное препятствие в виде полосы высотой 8 мм и толщиной 2 мм установлено в сечении первого периферийного препятствия. Секция камеры сгорания без препятствий имеет гладкие стенки. В конце камеры сгорания установлено сопло Лаваля длиной 124 мм и с высотой критического сечения 42 мм.

Рабочий процесс двигателя моделировали численно по аналогии с вариантом 1 настоящего изобретения. Для определения тяговых характеристик проводили расчёты четырёх-пяти рабочих циклов до достижения полностью воспроизводимого периодического режима работы.

Полученные результаты (см. табл. 1) для полета импульсного детонационного двигателя с числом Маха 5,0 доказывают высокую эффективность циклического высокочастотного (55 Гц) импульсно-детонационного рабочего процесса в предлагаемом варианте двигателя. В частности, видно, что при сверхзвуковом полете с числом Маха 5,0 удельный импульс воздушно-реактивного импульсного детонационного двигателя достигает 1680 с. В целом, расчеты показали, что предлагаемый импульсный детонационный двигатель способен осуществить старт при нулевой начальной скорости летательного аппарата и разгон летательного аппарата до дозвуковых, трансзвуковых и сверхзвуковых скоростей полета вплоть до скорости полета с числом Маха 5,0. Приводим пример многомерного газодинамического расчёта воздушно- реактивного импульсного детонационного двигателя, соответствующего данному изобретению - вариант 3. В расчете также рассмотрена двумерная плоская схема импульсного детонационного двигателя. Блок А камеры сгорания состоит из трех автономных камер сгорания. Каждая автономная камера сгорания представляет собой канал постоянного сечения высотой 83 мм и длиной 1 143 мм. В канале установлены семь периферийных и одно центральное препятствие. Периферийные препятствия установлены с шагом 83 мм и представляют собой поперечные шлицы прямоугольного профиля высотой 6 мм и толщиной 2 мм. Центральное препятствие, представляющее собой полосу высотой 8 мм и толщиной 2 мм, установлено в сечении первого периферийного препятствия. Секция автономной камеры сгорания без препятствий имеет гладкие стенки. В конце каждой автономной камеры сгорания установлена диафрагма в виде сопла Лаваля длиной 134 мм и с высотой критического сечения 54 мм. К входной части блока А присоединён нерегулируемый воздухозаборник, а также лепестковый поворотный воздушный клапан. К выходной части блока А камеры сгорания присоединен блок Б - общий канал постоянного сечения высотой 270 мм и длиной 1000 мм. К блоку Б камеры сгорания присоединено выходное сопло длиной 400 мм и с высотой критического сечения 150 мм.

Рабочий процесс двигателя моделировали численно по аналогии с вариантом 1 настоящего изобретения. Для определения тяговых характеристик проводили расчёты четырёх-пяти рабочих циклов до достижения полностью воспроизводимого периодического режима работы.

Результаты расчета для числа Маха полета 0,6 приведены в таблице 2. Принятые в таблице 2 обозначения - такие же, как в таблице 1.

Результаты расчета для числа Маха полета 0,6

Таблица 2

Представленные результаты доказывают высокую эффективность циклического высокочастотного (25 Гц) импульсно-детонационного рабочего процесса в предлагаемом варианте двигателя. В частности, видно, что при дозвуковом полете на малых высотах удельный импульс воздушно-реактивного импульсного детонационного двигателя достигает -1500 с. В целом, проведенные расчеты показали, что предлагаемый импульсный детонационный двигатель способен осуществить старт при нулевой начальной скорости летательного аппарата и разгон летательного аппарата до дозвуковых и трансзвуковых скоростей полета.

Приводим пример многомерного газодинамического расчёта воздушно- реактивного импульсного детонационного двигателя, соответствующего данному изобретению - вариант 4. В расчете также рассмотрена двумерная плоская схема импульсного детонационного двигателя. Блок А камеры сгорания состоит из трех автономных камер сгорания. Каждая автономная камера сгорания представляет собой канал постоянного сечения высотой 83 мм и длиной 1543 мм. В канале установлены семь периферийных и одно центральное препятствие. Периферийные препятствия установлены с шагом 83 мм и представляют собой поперечные шлицы прямоугольного профиля высотой 6 мм и толщиной 2 мм. Центральное препятствие, представляющее собой полосу высотой 8 мм и толщиной 2 мм, установлено в сечении первого периферийного препятствия. Секция автономной камеры сгорания без препятствий имеет гладкие стенки. В конце каждой автономной камеры сгорания установлена диафрагма в виде сопла Лаваля длиной 124 мм и с высотой критического сечения 42 мм. К входной части блока А присоединён регулируемый воздухозаборник, оборудованный центральным телом и ресивером, а также лепестковый поворотный воздушный клапан. К выходной части блока А камеры сгорания присоединен блок Б - общий канал постоянного сечения высотой 270 мм и длиной 1400 мм. К блоку Б камеры сгорания присоединено выходное сопло длиной 400 мм и с высотой критического сечения 130 мм.

Рабочий процесс двигателя моделировали численно по аналогии с вариантом 1 настоящего изобретения. Для определения тяговых характеристик проводили расчёты четырёх-пяти рабочих циклов до достижения полностью воспроизводимого периодического режима работы.

Результаты расчета для условий полета импульсного детонационного двигателя с числом Маха 5,0 приведены в таблице 2.

Представленные результаты доказывают высокую эффективность циклического высокочастотного (26 Гц) импульсно-детонационного рабочего процесса в предлагаемом варианте двигателя. В частности, видно, что при сверхзвуковом полете удельный импульс такого воздушно-реактивного импульсного детонационного двигателя достигает -1600 с. В целом, проведенные расчеты показали, что предлагаемый импульсный детонационный двигатель способен осуществить старт при нулевой начальной скорости летательного аппарата и разгон летательного аппарата до дозвуковых, трансзвуковых и сверхзвуковых скоростей полета.

Приводим пример многомерного газодинамического расчёта воздушно- реактивного импульсного детонационного двигателя, соответствующего данному изобретению - вариант 5. В расчете также рассмотрена двумерная плоская схема импульсного детонационного двигателя. Блок А состоит из трех автономных камер сгорания. Каждая автономная камера сгорания представляет собой канал постоянного сечения высотой 83 мм и длиной 1143 мм. В канале установлены семь периферийных и одно центральное препятствие. Периферийные препятствия установлены с шагом 83 мм и представляют собой поперечные шлицы прямоугольного профиля высотой 6 мм и толщиной 2 мм. Центральное препятствие, представляющее собой полосу высотой 8 мм и толщиной 2 мм, установлено в сечении первого периферийного препятствия. Секция автономной камеры сгорания без препятствий имеет гладкие стенки. В конце каждой автономной камеры сгорания установлено сопло Лаваля длиной 134 мм и с высотой критического сечения 54 мм. К входной части блока А присоединён нерегулируемый воздухозаборник, а также лепестковый поворотный воздушный клапан.

Рабочий процесс двигателя моделировали численно по аналогии с вариантом 1 настоящего изобретения. Для определения тяговых характеристик проводили расчёты четырёх-пяти рабочих циклов до достижения полностью воспроизводимого периодического режима работы.

Результаты расчета для числа Маха полета 0,6 приведены в таблице 3. Принятые в таблице 3 обозначения - такие же, как в таблице 1.

Представленные результаты доказывают высокую эффективность циклического высокочастотного (55 Гц) импульсно-детонационного рабочего процесса в предлагаемом варианте двигателя. В частности, видно, что при дозвуковом полете на малых высотах удельный импульс такого воздушно-реактивного импульсного детонационного двигателя достигает 1540 с. В целом, проведенные расчеты показали,

Результаты расчета для числа Маха полета 0,6

Таблица 3 Z, км Р а , МПа Т а , К /, Гц R, Н 1уд, с rh f , г/с

Полет с числом Маха 1 3,6 (вариант 5)

1 0,090 281,7 55 590 1540 39

Полет с числом Маха 5,0 (вариант 6)

28 0,0016 224,5 55 100 1700 6 что предлагаемый импульсный детонационный двигатель способен осуществить старт при нулевой начальной скорости летательного аппарата и разгон летательного аппарата до дозвуковых и трансзвуковых скоростей полета.

Приводим пример многомерного газодинамического расчёта воздушно- реактивного импульсного детонационного двигателя, соответствующего данному изобретению - вариант 6. В расчете также рассмотрена двумерная плоская схема импульсного детонационного двигателя. Блок А состоит из трех автономных камер сгорания. Каждая автономная камера сгорания представляет собой канал постоянного сечения высотой 83 мм и длиной 1543 мм. В канале установлены семь периферийных и одно центральное препятствие. Периферийные препятствия установлены с шагом 83 мм и представляют собой поперечные шлицы прямоугольного профиля высотой 6 мм и толщиной 2 мм. Центральное препятствие, представляющее собой полосу высотой 8 мм и толщиной 2 мм, установлено в сечении первого периферийного препятствия. Секция автономной камеры сгорания без препятствий имеет гладкие стенки. В конце каждой автономной камеры сгорания установлено сопло Лаваля длиной 124 мм и с высотой критического сечения 42 мм. К входной части блока А присоединён регулируемый воздухозаборник, оборудованный центральным телом и ресивером, а также лепестковый поворотный воздушный клапан.

Рабочий процесс двигателя моделировали численно по аналогии с вариантом 1 настоящего изобретения. Для определения тяговых характеристик проводили расчёты четырёх-пяти рабочих циклов до достижения полностью воспроизводимого периодического режима работы.

Результаты расчета для условий полета импульсного детонационного двигателя с числом Маха 5,0 приведены в таблице 3. Представленные результаты доказывают высокую эффективность циклического высокочастотного (55 Гц) импульсно- детонационного рабочего процесса в предлагаемом варианте двигателя. В частности, видно, что при сверхзвуковом полете удельный импульс такого воздушно-реактивного импульсного детонационного двигателя достигает 1700 с. В целом, проведенные расчеты показали, что предлагаемый импульсный детонационный двигатель способен осуществить старт при нулевой начальной скорости летательного аппарата и разгон летательного аппарата до дозвуковых, трансзвуковых и сверхзвуковых скоростей полета.

Таким образом, предложен воздушно-реактивный импульсный детонационный двигатель (варианты) высокой эффективности, допускающий возможность управления тяговыми характеристиками в условиях старта и в условиях полёта, в котором инициирование детонации смеси газообразного или распыленного жидкого топлива с воздухом происходит через стадию быстрого перехода горения в детонацию при минимальном преддетонационном расстоянии и минимальных затратах энергии на зажигание топливно-воздушной смеси как при старте с начальной нулевой скоростью (или существенно дозвуковой скоростью при использовании разгонных средств), так и в условиях полета с дозвуковой, трансзвуковой (до числа Маха полета М = 1,2) и сверхзвуковой скоростью (до числа Маха полета М = 5,0), т.е. включая тот диапазон скоростей полета (до числа Маха 2-2,5), в котором обычные прямоточные воздушно- реактивные двигатели не эффективны.