[go: up one dir, main page]

RU2282044C1 - Detonation combustion pulsejet engine - Google Patents

Detonation combustion pulsejet engine Download PDF

Info

Publication number
RU2282044C1
RU2282044C1 RU2004133912/06A RU2004133912A RU2282044C1 RU 2282044 C1 RU2282044 C1 RU 2282044C1 RU 2004133912/06 A RU2004133912/06 A RU 2004133912/06A RU 2004133912 A RU2004133912 A RU 2004133912A RU 2282044 C1 RU2282044 C1 RU 2282044C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
engine
detonation
nozzle
gas
resonator
Prior art date
Application number
RU2004133912/06A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Эдуард Васильевич Ольховский (RU)
Эдуард Васильевич Ольховский
Original Assignee
Бордовский Антон Владимирович
Эдуард Васильевич Ольховский
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Бордовский Антон Владимирович, Эдуард Васильевич Ольховский filed Critical Бордовский Антон Владимирович
Priority to RU2004133912/06A priority Critical patent/RU2282044C1/en
Priority to PCT/RU2005/000597 priority patent/WO2006057577A1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2282044C1 publication Critical patent/RU2282044C1/en

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K7/00—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof
    • F02K7/02—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof the jet being intermittent, i.e. pulse-jet
    • F02K7/04—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof the jet being intermittent, i.e. pulse-jet with resonant combustion chambers
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R7/00—Intermittent or explosive combustion chambers
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/20—Three-dimensional
    • F05D2250/24—Three-dimensional ellipsoidal
    • F05D2250/241—Three-dimensional ellipsoidal spherical

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Fuel-Injection Apparatus (AREA)

Abstract

FIELD: aircraft industry.
SUBSTANCE: invention can be used as engine of gas-jet electric generator or flying vehicles with subsonic flying speeds, particularly, helicopters. Proposed detonation combustion pulsejet engine has body with combustion chamber with input, circular channel with input and output, converter of working medium internal energy into mechanical work of thrust in form of gas-dynamic resonator, engine nozzle, detonation initiating mechanism and annular nozzle to feed fuel mixture. Combustion chamber is made in form of semispherical gas-dynamic resonator and nozzle of engine. Mechanism initiating detonation is made in form of tube stopped from one side, free output of which is connected with center of gas-dynamic resonator, ratio of detonation products velocity to fuel mixture delivery speed should be greater than or equal to ratio of two lengths of detonation initiating mechanism to radius of resonator.
EFFECT: decreased mass and overall dimensions at considerable centrifugal forces, improved efficiency and reliability of engine under said conditions.
8 cl

Description

Изобретение относится к пульсирующим воздушно-реактивным двигателям детонационного горения и может быть использовано, например, в качестве двигателя газореактивного электрогенератора или летательного аппарата с дозвуковыми скоростями полета, в частности вертолета.The invention relates to pulsating air-jet detonation combustion engines and can be used, for example, as an engine of a gas-reactive electric generator or an aircraft with subsonic flight speeds, in particular a helicopter.

Известны пульсирующие двигатели детонационного горения - патент РФ №2078974, в котором частота пульсаций и тяга увеличиваются за счет применения большого количества детонационных трубок, управляемых электронной схемой (1). Однако такая конструкция неприемлема, когда двигатель подвергается большим центробежным перегрузкам.Known pulsating detonation combustion engines - RF patent No. 2078974, in which the pulsation frequency and thrust are increased due to the use of a large number of detonation tubes controlled by an electronic circuit (1). However, this design is unacceptable when the engine is subjected to large centrifugal overloads.

Известен детонационный двигатель по патенту РФ №2080466, включающий комбинированную камеру, позволяющую с помощью твердого тела управлять вектором тяги, но данное решение имеет значительную инерциальность системы, вызванную механическим перемещением твердого тела (2).Known detonation engine according to the patent of the Russian Federation No. 2080466, including a combined chamber that allows using a solid body to control the thrust vector, but this solution has a significant inertia of the system caused by mechanical movement of the solid (2).

Наиболее близким по принципу действия и техническому исполнению является устройство по патенту РФ №2034996, содержащее корпус, камеру сгорания с входом, кольцевой канал с входом и выходом, преобразователь внутренней энергии рабочего тела в механическую работу силы тяги в виде газодинамического резонатора, сопло двигателя, механизм инициирования детонации и кольцевое сопло для подачи топливной смеси (3). Однако и данный двигатель обладает указанными выше недостатками.The closest to the principle of operation and technical execution is the device according to the patent of the Russian Federation No. 2034996, containing a housing, a combustion chamber with an input, an annular channel with an input and an output, a converter of the internal energy of the working fluid into mechanical work of the traction force in the form of a gas-dynamic resonator, an engine nozzle, a mechanism initiation of detonation and an annular nozzle for supplying a fuel mixture (3). However, this engine also has the above disadvantages.

Задачей настоящего изобретения является максимальное сокращение массогабаритов в условиях действия значительных центробежных сил, а результатом - повышение эффективности и надежности двигателя в этих условиях.The objective of the present invention is the maximum reduction in weight and size under the action of significant centrifugal forces, and the result is an increase in the efficiency and reliability of the engine under these conditions.

Для этого предложен пульсирующий двигатель детонационного горения, включающий корпус и размещенные в нем камеру сгорания с входом, кольцевой канал с входом и выходом, преобразователь внутренней энергии рабочего тела в механическую работу силы тяги в виде газодинамического резонатора, сопло двигателя, механизм инициирования детонации и кольцевое сопло для подачи топливной смеси, характеризующийся тем, что камера сгорания выполнена в виде полусферического газодинамического резонатора и сопла двигателя, механизм инициирования детонации выполнен в виде трубки, заглушенной с одной стороны, свободный выход которой соединен с центром газодинамического резонатора, при этом соблюдены следующие соотношения:For this, a pulsating detonation combustion engine is proposed, including a housing and a combustion chamber with an input, an annular channel with an input and an output, a converter of the internal energy of the working fluid into mechanical work of the traction force in the form of a gas-dynamic resonator, an engine nozzle, a detonation initiation mechanism, and an annular nozzle for supplying a fuel mixture, characterized in that the combustion chamber is made in the form of a hemispherical gas-dynamic resonator and an engine nozzle, a detonation initiation mechanism and is formed as a tube plugged on the one hand, a free outlet of which is connected with the center of the gas-dynamic resonator, wherein the following relations are met:

V1/V2≤2L/R,V 1 / V 2 ≤2L / R,

где V1 - скорость продуктов детонации,where V 1 is the velocity of the detonation products,

V2 - скорость подачи топливной смеси,V 2 - feed rate of the fuel mixture,

2L - две длины механизма инициирования детонации 10 и радиуса резонатора 1,2L - two lengths of the mechanism of initiation of detonation 10 and the radius of the resonator 1,

R - радиус кольцевого сверхзвукового сопла 9.R is the radius of the annular supersonic nozzle 9.

Пульсирующий двигатель характеризуется тем, что двигатель снабжен вращающимся посредством крыльчатки полусферическим кавитатором, расположенным позади, с зазором, газодинамического резонатора, при этом крыльчатка крепится на наружной поверхности кавитатора.The pulsating engine is characterized in that the engine is equipped with a hemispherical cavitator rotating by means of an impeller, located behind, with a gap, a gas-dynamic resonator, while the impeller is mounted on the outer surface of the cavitator.

Пульсирующий двигатель характеризуется тем, что кавитатор установлен в подшипниковом узле, расположенном на резонаторе.A pulsating motor is characterized in that the cavitator is mounted in a bearing assembly located on the resonator.

Пульсирующий двигатель характеризуется тем, что двигатель снабжен воздушным патрубком для подачи воздуха, расположенном на корпусе двигателя радиально в плоскости вращения рабочего органа.The pulsating engine is characterized in that the engine is equipped with an air pipe for supplying air located on the engine housing radially in the plane of rotation of the working body.

Пульсирующий двигатель характеризуется тем, что воздушный патрубок имеет центробежный переключатель.A pulsating motor is characterized in that the air nozzle has a centrifugal switch.

Пульсирующий двигатель характеризуется тем, что центробежный переключатель имеет запирающую пружину, расположенную в опоре на внутренней поверхности патрубка, и направляющие для его перемещения по внутренней поверхности воздушного патрубка.The pulsating motor is characterized in that the centrifugal switch has a locking spring located in a support on the inner surface of the nozzle, and guides for moving it along the inner surface of the air nozzle.

Пульсирующий двигатель характеризуется тем, что воздушный патрубок имеет отверстия для забора воздуха из атмосферы.The pulsating engine is characterized in that the air pipe has openings for air intake from the atmosphere.

Пульсирующий двигатель характеризуется тем, что патрубок имеет запиратель воздуха высокого давления.A pulsating motor is characterized in that the nozzle has a high pressure air shutoff.

На прилагаемых иллюстрациях представлен двигатель: фиг.1 - общая схема, фиг.2 - система снабжения двигателя воздухом, фиг.3 - сечение по А-А фиг.2.In the accompanying illustrations, the engine is shown: FIG. 1 is a general diagram, FIG. 2 is a system for supplying an engine with air, FIG. 3 is a section along AA of FIG.

Цифрами на чертежах обозначено:The numbers in the drawings indicate:

1 - сферический резонатор, 2 - сопло, 3 - крыльчатка, 4 - корпус, 5 - подшипниковый узел, 6 - вращающийся полусферический кавитатор, 7 - свеча первоначального поджига, 8 - реактор, 9 - кольцевое сверхзвуковое сопло, 10 - механизм инициирования детонации, 11 - воздушный патрубок, 12 - патрубок воздуха высокого давления, 13 - пружина, 14 - центробежный переключатель, 15 - отверстия для забора воздуха из атмосферы, 16 - отверстия в воздушном патрубке 11, 17 - опора для пружины 13, 18 - направляющая центробежного переключателя, 19 - запиратель воздуха высокого давления.1 - spherical resonator, 2 - nozzle, 3 - impeller, 4 - housing, 5 - bearing assembly, 6 - rotating hemispherical cavitator, 7 - initial ignition spark plug, 8 - reactor, 9 - annular supersonic nozzle, 10 - detonation initiation mechanism, 11 - air pipe, 12 - high pressure air pipe, 13 - spring, 14 - centrifugal switch, 15 - holes for air intake from the atmosphere, 16 - holes in the air pipe 11, 17 - spring support 13, 18 - centrifugal switch guide , 19 - high pressure air lock.

Двигатель устанавливается на рабочий орган (лопасть вертолета или штангу электрогенератора) и работает следующим образом.The engine is mounted on a working body (a helicopter blade or an electric generator rod) and works as follows.

Для запуска двигателя одновременно включается подача воздуха высокого давления (ВВД), газа (например, метана) и высокое напряжение на свечу поджига 7. ВВД попадает в воздушный патрубок 11, находящийся внутри рабочего органа (лопасти или штанги - не показаны), где давление воздуха падает до низкого из-за значительно большего сечения патрубка. Нижняя часть патрубка 11 заперта пружинным затвором, состоящим из опоры для пружины 17, пружины 13, центробежного запирателя 14 и кольцевого сопла 16. Воздух через патрубок попадает в корпус 4 двигателя и, смешиваясь с топливом (газом), истекает через вращающуюся крыльчатку 3, которая приводит во вращение полусферический кавитатор 6 на подшипниковом узле 5. Часть топлива подается также в полость реактора 8, где в кавитационных вихрях (включая холодное сотояние) частично подвергается пиролизу. Продукты пиролиза смешиваются с топливовоздушной смесью и через кольцевое сверхзвуковое сопло 9 попадают в камеру сгорания, которая состоит из резонатора 1 и сопла 2. При попадании топливовоздушной смеси на свечу 7 последняя инициирует детонацию смеси. Продукты детонации как прямые, так и отраженные от резонатора 1 через сопло 2 истекают в атмосферу. В образующуюся область пониженного давления поступает новая порция топливовоздушной смеси из кольцевого сверхзвукового сопла 9. Отраженный в механизме инициирования детонации 10, выполненном в данном случае в виде трубки, импульс давления воздействует на топливовоздушную смесь, и процесс повторяется.To start the engine, high pressure air (VVD), gas (for example, methane) and high voltage are supplied to the ignition plug 7. The VVD enters the air pipe 11 located inside the working body (blades or rods - not shown), where the air pressure drops to low due to a significantly larger nozzle cross-section. The lower part of the pipe 11 is closed by a spring shutter, consisting of a support for the spring 17, spring 13, centrifugal lock 14 and the annular nozzle 16. Air through the pipe enters the engine housing 4 and, mixed with fuel (gas), flows out through the rotating impeller 3, which drives the hemispherical cavitator 6 on the bearing assembly 5. Some of the fuel is also fed into the cavity of the reactor 8, where in cavitation vortices (including cold state) it is partially subjected to pyrolysis. The pyrolysis products are mixed with the air-fuel mixture and through the annular supersonic nozzle 9 they enter the combustion chamber, which consists of a resonator 1 and nozzle 2. When the air-fuel mixture enters the candle 7, the latter initiates the detonation of the mixture. The detonation products, both direct and reflected from the resonator 1 through the nozzle 2, flow into the atmosphere. A new portion of the air-fuel mixture from the annular supersonic nozzle 9 enters the resulting low-pressure region. Reflected in the detonation initiation mechanism 10, made in this case in the form of a tube, the pressure pulse acts on the air-fuel mixture, and the process repeats.

Двигатель снабжен вращающимся посредством крыльчатки полусферическим кавитатором, расположенным позади газодинамического резонатора, с зазором (крыльчатка крепится на наружной поверхности кавитатора и способствует качественному смешению топливной смеси).The engine is equipped with a hemispherical cavitator rotating through the impeller, located behind the gas-dynamic resonator, with a gap (the impeller is mounted on the outer surface of the cavitator and promotes high-quality mixing of the fuel mixture).

В ходе работы двигателя резонатор 1 нагревается свыше 700°С, что облегчает пиролиз топлива в реакторе 8. В реакторе 8 в кавитационных вихрях, вращающихся со скоростью более одного миллиона оборотов в минуту, происходит пиролиз части топлива, чем улучшаются условия детонации.During engine operation, the resonator 1 is heated above 700 ° C, which facilitates the pyrolysis of fuel in reactor 8. In reactor 8, in the cavitation vortices rotating at a speed of more than one million revolutions per minute, part of the fuel is pyrolyzed, which improves the detonation conditions.

Под действием получаемой тяги лопасть вертолета или колесо газореактивного электрогенератора раскручивается, а под действием центробежных сил центробежный переключатель 14 преодолевает запирающее воздействие пружины 13 и открывает отверстие 16, закрывая поступление ВВД. Воздух из атмосферы через заборные отверстия 15 поступает в патрубок 11, где под действием центробежных сил сжимается, обеспечивая работу двигателя, при этом воздушный патрубок 11 выполняет роль центробежного радиального компрессора.Under the action of the resulting thrust, the helicopter blade or the wheel of the gas-reactive electric generator is untwisted, and under the action of centrifugal forces, the centrifugal switch 14 overcomes the blocking effect of the spring 13 and opens the hole 16, closing the intake of the air intake. Air from the atmosphere through the intake openings 15 enters the pipe 11, where, under the action of centrifugal forces, it is compressed, ensuring the operation of the engine, while the air pipe 11 acts as a centrifugal radial compressor.

Центробежный переключатель 14 имеет запирающую пружину 13, расположенную в опоре 17 на внутренней поверхности воздушного патрубка 11.The centrifugal switch 14 has a locking spring 13 located in the support 17 on the inner surface of the air pipe 11.

Конструкция пульсирующего двигателя детонационного горения характеризуется следующими соотношениями:The design of a pulsating detonation combustion engine is characterized by the following relationships:

V1/V2≤2L/R,V 1 / V 2 ≤2L / R,

где V1 - скорость продуктов детонации,where V 1 is the velocity of the detonation products,

V2 - скорость подачи топливной смеси,V 2 - feed rate of the fuel mixture,

2L - две длины механизма инициирования детонации 10 и радиуса резонатора 1,2L - two lengths of the mechanism of initiation of detonation 10 and the radius of the resonator 1,

R - радиус кольцевого сверхзвукового сопла 9.R is the radius of the annular supersonic nozzle 9.

Источники информацииInformation sources

1. Пат. РФ №2078974, F 02 K 7/04, F 23 R 7/00, опубл. 10.05.1997.1. Pat. RF №2078974, F 02 K 7/04, F 23 R 7/00, publ. 05/10/1997.

2. Пат. РФ №2080466, F 02 K 3/08, опубл. 27.05.1997.2. Pat. RF №2080466, F 02 K 3/08, publ. 05/27/1997.

3. Пат. РФ №2034996, F 02 K 3/08, опубл. 10.05.1995.3. Pat. RF №2034996, F 02 K 3/08, publ. 05/10/1995.

Claims (8)

1. Пульсирующий двигатель детонационного горения, включающий корпус и размещенные в нем камеру сгорания с входом, кольцевой канал с входом и выходом, преобразователь внутренней энергии рабочего тела в механическую работу силы тяги в виде газодинамического резонатора, сопло двигателя, механизм инициирования детонации и кольцевое сопло для подачи топливной смеси, отличающийся тем, что камера сгорания выполнена в виде полусферического газодинамического резонатора и сопла двигателя, механизм инициирования детонации выполнен в виде трубки, заглушенной с одной стороны, свободный выход которой соединен с центром газодинамического резонатора, при этом соблюдены следующие соотношения:1. A pulsating detonation combustion engine, including a housing and a combustion chamber with an input, an annular channel with an input and an output, a converter of the internal energy of the working fluid into mechanical work of the traction force in the form of a gas-dynamic resonator, an engine nozzle, a detonation initiation mechanism, and an annular nozzle for supply of the fuel mixture, characterized in that the combustion chamber is made in the form of a hemispherical gas-dynamic resonator and an engine nozzle, the detonation initiation mechanism is made in the form of tubes , Plugged on the one hand, a free outlet of which is connected with the center of the gas-dynamic resonator, wherein the following relations are met: V1/V2≤2L/R,V 1 / V 2 ≤2L / R, где V1 - скорость продуктов детонации;where V 1 - velocity of detonation products; V2 - скорость подачи топливной смеси;V 2 - feed rate of the fuel mixture; 2L - две длины механизма инициирования детонации 10 и радиуса резонатора 1;2L - two lengths of the mechanism of initiation of detonation 10 and the radius of the resonator 1; R - радиус кольцевого сверхзвукового сопла 9.R is the radius of the annular supersonic nozzle 9. 2. Пульсирующий двигатель по п.1, отличающийся тем, что двигатель снабжен вращающимся посредством крыльчатки полусферическим кавитатором, расположенным позади с зазором, газодинамического резонатора, при этом крыльчатка крепится на наружной поверхности кавитатора.2. The pulsating engine according to claim 1, characterized in that the engine is equipped with a hemispherical cavitator rotating by means of an impeller, which is located behind with a gap, a gas-dynamic resonator, while the impeller is mounted on the outer surface of the cavitator. 3. Пульсирующий двигатель по п.3, отличающийся тем, что кавитатор установлен в подшипниковом узле, расположенном на резонаторе.3. The pulsating motor according to claim 3, characterized in that the cavitator is mounted in a bearing assembly located on the resonator. 4. Пульсирующий двигатель по п.1, отличающийся тем, что двигатель снабжен воздушным патрубком для подачи воздуха, расположенным на корпусе двигателя радиально в плоскости вращения рабочего органа.4. The pulsating engine according to claim 1, characterized in that the engine is equipped with an air pipe for supplying air located on the engine casing radially in the plane of rotation of the working body. 5. Пульсирующий двигатель по п.4, отличающийся тем, что воздушный патрубок имеет центробежный переключатель.5. The pulsating engine according to claim 4, characterized in that the air pipe has a centrifugal switch. 6. Пульсирующий двигатель по п.5, отличающийся тем, что центробежный переключатель имеет запирающую пружину, расположенную в опоре на внутренней поверхности патрубка, и направляющие для его перемещения по внутренней поверхности воздушного патрубка.6. The pulsating engine according to claim 5, characterized in that the centrifugal switch has a locking spring located in a support on the inner surface of the nozzle, and guides for moving it along the inner surface of the air nozzle. 7. Пульсирующий двигатель по п.4, отличающийся тем, что воздушный патрубок имеет отверстия для забора воздуха из атмосферы.7. The pulsating engine according to claim 4, characterized in that the air pipe has openings for air intake from the atmosphere. 8. Пульсирующий двигатель по п.4, отличающийся тем, что патрубок имеет запиратель воздуха высокого давления.8. The pulsating engine according to claim 4, characterized in that the nozzle has a high pressure air shutoff.
RU2004133912/06A 2004-11-22 2004-11-22 Detonation combustion pulsejet engine RU2282044C1 (en)

Priority Applications (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2004133912/06A RU2282044C1 (en) 2004-11-22 2004-11-22 Detonation combustion pulsejet engine
PCT/RU2005/000597 WO2006057577A1 (en) 2004-11-22 2005-11-17 Intermittent detonation combustion engine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2004133912/06A RU2282044C1 (en) 2004-11-22 2004-11-22 Detonation combustion pulsejet engine

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2282044C1 true RU2282044C1 (en) 2006-08-20

Family

ID=36498260

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2004133912/06A RU2282044C1 (en) 2004-11-22 2004-11-22 Detonation combustion pulsejet engine

Country Status (2)

Country Link
RU (1) RU2282044C1 (en)
WO (1) WO2006057577A1 (en)

Cited By (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2012011830A1 (en) * 2010-07-19 2012-01-26 Некоммерческое Партнерство "Центр Идг" Device for transmitting a detonation
RU2487256C2 (en) * 2011-03-31 2013-07-10 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Московский государственный университет имени М.В. Ломоносова" (МГУ) Method of detonation combustion of hydrogen in steady-state supersonic flow
RU2489595C1 (en) * 2011-11-24 2013-08-10 Александр Юрьевич Соколов Traction module of constant detonation combustion of air-vapour fuel mixture
RU2526613C1 (en) * 2013-02-27 2014-08-27 Государственное Научное Учреждение "Институт Тепло- И Массообмена Имени А.В. Лыкова Национальной Академии Наук Беларуси" Pulse detonation plant to create traction power
RU2718726C1 (en) * 2018-11-29 2020-04-14 Общество с ограниченной ответственностью "Новые физические принципы" Operating method of pulse-detonation engine in centrifugal force field and device for implementation thereof in jet helicopter
RU207457U1 (en) * 2021-07-26 2021-10-28 Общество С Ограниченной Ответственностью "Пульсирующие Детонационные Технологии" Direct Response Motor Output
US11994090B2 (en) 2020-12-16 2024-05-28 Obshchestvo S Ogranichennoj Otvetstvennost'yu “Vasp Ejrkraft” Pulse detonation jet engine
RU2846395C1 (en) * 2024-09-06 2025-09-04 Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Solid-propellant engine with resonator output device

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP5737632B2 (en) * 2010-06-10 2015-06-17 学校法人早稲田大学 engine
CN110173374B (en) * 2019-05-14 2021-03-26 西北工业大学 A variable blocking ratio detonation tube based on the principle of iris aperture

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2034996C1 (en) * 1993-10-11 1995-05-10 Владимир Федорович Антоненко Method and device for obtaining thrust
RU2066779C1 (en) * 1993-06-10 1996-09-20 Саратовская научно-производственная фирма "Растр" Reaction nozzle of detonation combustion pulsating engine with central body
RU2078947C1 (en) * 1993-12-30 1997-05-10 Яков Петрович Гохштейн Turbine blade heat protection method
RU2080466C1 (en) * 1993-06-10 1997-05-27 Саратовская научно-производственная фирма "Растр" Combined chamber of detonation combustion pulsejet engine

Family Cites Families (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3824787A (en) * 1970-07-16 1974-07-23 A Etessam Intermittent combustion device with a pair of coextensive and coaxial mutually inductive chambers
RU2078974C1 (en) * 1993-12-14 1997-05-10 Саратовская научно-производственная фирма "Растр" Adjustable detonation chamber of pulsejet engine

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2066779C1 (en) * 1993-06-10 1996-09-20 Саратовская научно-производственная фирма "Растр" Reaction nozzle of detonation combustion pulsating engine with central body
RU2080466C1 (en) * 1993-06-10 1997-05-27 Саратовская научно-производственная фирма "Растр" Combined chamber of detonation combustion pulsejet engine
RU2034996C1 (en) * 1993-10-11 1995-05-10 Владимир Федорович Антоненко Method and device for obtaining thrust
RU2078947C1 (en) * 1993-12-30 1997-05-10 Яков Петрович Гохштейн Turbine blade heat protection method

Cited By (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2012011830A1 (en) * 2010-07-19 2012-01-26 Некоммерческое Партнерство "Центр Идг" Device for transmitting a detonation
RU2487256C2 (en) * 2011-03-31 2013-07-10 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Московский государственный университет имени М.В. Ломоносова" (МГУ) Method of detonation combustion of hydrogen in steady-state supersonic flow
RU2489595C1 (en) * 2011-11-24 2013-08-10 Александр Юрьевич Соколов Traction module of constant detonation combustion of air-vapour fuel mixture
RU2526613C1 (en) * 2013-02-27 2014-08-27 Государственное Научное Учреждение "Институт Тепло- И Массообмена Имени А.В. Лыкова Национальной Академии Наук Беларуси" Pulse detonation plant to create traction power
RU2718726C1 (en) * 2018-11-29 2020-04-14 Общество с ограниченной ответственностью "Новые физические принципы" Operating method of pulse-detonation engine in centrifugal force field and device for implementation thereof in jet helicopter
US11994090B2 (en) 2020-12-16 2024-05-28 Obshchestvo S Ogranichennoj Otvetstvennost'yu “Vasp Ejrkraft” Pulse detonation jet engine
RU207457U1 (en) * 2021-07-26 2021-10-28 Общество С Ограниченной Ответственностью "Пульсирующие Детонационные Технологии" Direct Response Motor Output
RU2846395C1 (en) * 2024-09-06 2025-09-04 Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Solid-propellant engine with resonator output device

Also Published As

Publication number Publication date
WO2006057577A1 (en) 2006-06-01

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US3971209A (en) Gas generators
JP4705727B2 (en) Combined cycle pulse detonation turbine engine
JP6132979B2 (en) Engine that uses combustion gas as driving force
RU2282044C1 (en) Detonation combustion pulsejet engine
US3768926A (en) Pulse jet rotor drive for helicopter
US6981366B2 (en) Turbineless jet engine
US2890570A (en) Power unit for the conversion of heat energy of fluids into mechanical energy
US2553253A (en) Jet propulsion engine
CN105927421A (en) Venturi jet engine
US2997847A (en) Combustion engines for rockets and aeroplanes
US20230151765A1 (en) Tangential turbofan propulsion system
US4819424A (en) Swirl stabilized ram air turbine engine
RU2070651C1 (en) Jet engine
CN107218155B (en) A kind of pulse ignite in advance can steady operation detonation engine
CN1522339A (en) shaped charge engine
RU63772U1 (en) REACTIVE AIR SCREW
RU163848U1 (en) Pulsating Air-Jet Engine
US3543520A (en) Augmented ramjet engine
RU2766496C2 (en) Vortex gas compressor device for combined air-jet engine
US2984304A (en) Helicopter lifting rotor having a propulsion unit at the blade tip
RU2585160C1 (en) Edward soloviev ramjet engine
US2924071A (en) de paravicini
RU2629309C2 (en) Gas turbine engine
RU185450U1 (en) COMBUSTION CAMERA OF A GAS TURBINE ENGINE WITH CONSTANT VOLUME OF COMBUSTION OF FUEL
RU28737U1 (en) COMBINED DETONATION ENGINE

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20061123