RU2674172C1

RU2674172C1 - Turbo engine and method for operation thereof

Info

Publication number: RU2674172C1
Application number: RU2017124420A
Authority: RU
Inventors: Михаил Юрьевич Вовк; Владислав Сергеевич Иванов; Евгений Ювенальевич Марчуков; Виктор Григорьевич Петриенко; Сергей Михайлович Фролов
Priority date: 2017-07-11
Filing date: 2017-07-11
Publication date: 2018-12-05

Abstract

FIELD: engine building.

SUBSTANCE: invention relates to a turbojet engine and method of its operation. Single-shaft turbojet engine contains a compressor, a turbine, the main continuous-detonation combustion chamber with fuel supply channels, fuel injectors and initiator of detonation, gas-dynamic damper, nozzle apparatus and turbine. Four continuous-detonation combustion chambers are located in the exhaust cavity of the engine, having the form of closed circular sectors, the input of each of which is connected to the air channel of the external circuit. Main combustion chamber inlet is connected to the air duct of the internal circuit. Bypass ratio of the engine is equal to or greater than one. On the motor shaft there is an electric machine connected to the battery pack. Ring piezoelectric generator consisting of two parts separated by a buffer is also connected to the battery pack. Around the inner surfaces of the main and exhaust combustion chambers, annular cooling shirts with permeable matrix nozzles and fuel injector units are installed. To cool the outer surfaces of four exhaust combustion chambers in places in contact with the hot gas stream coming out of the turbine, an annular cooling cavity with matrix nozzles and a fuel injector block is installed. Engine has an automatic control system that includes a computer, associated with the control channel, fuel control valves, controlled air dampers, temperature and pressure sensors.

EFFECT: invention is aimed at improving the thermodynamic efficiency of the engine, thrust, reducing the weight and size characteristics, and expanding the range of variation of the thrust vector.

2 cl, 5 dwg

Description

Группа изобретений относится к газотурбинным установкам и турбореактивным двигателям (ТРД) летательных аппаратов.The group of inventions relates to gas turbine units and turbojet engines (turbojet engines) of aircraft.

Повысить термодинамическую эффективность современных турбореактивных двигателей можно путем использования камер сгорания, работающих в режиме непрерывно - детонационного горения. В детонационной волне достигается максимальная концентрация химической энергии, запасенной в горючем, энергия выделяется в режиме самовоспламенения при очень высоких локальных давлениях и температурах в тонком слое ударно - сжатой топливной смеси. В непрерывно - детонационной камере сгорания полное давление можно повысить на ~15% - 20% по сравнению с обычной камерой сгорания турбореактивного двигателя при прочих равных условиях. (Фролов С.М., Дубровский А.В., Иванов B.C. Трехмерное численное моделирование непрерывно вращающейся детонации в кольцевой камере сгорания с широким зазором при раздельной подаче горючего и окислителя, журнал «Горение и взрыв», 2013, №6, с. 83-89) [1].It is possible to increase the thermodynamic efficiency of modern turbojet engines by using combustion chambers operating in the continuous - detonation combustion mode. In the detonation wave, the maximum concentration of chemical energy stored in the fuel is reached, energy is released in the self-ignition mode at very high local pressures and temperatures in a thin layer of shock-compressed fuel mixture. In a continuously detonation combustion chamber, the total pressure can be increased by ~ 15% - 20% compared to a conventional combustion chamber of a turbojet engine, ceteris paribus. (Frolov S.M., Dubrovsky A.V., Ivanov VS Three-dimensional numerical simulation of continuously rotating detonation in an annular combustion chamber with a wide gap with separate supply of fuel and oxidizer, Journal of Combustion and Explosion, 2013, No. 6, p. 83 -89) [1].

В патенте US 8082728 В2, F02K 5/02, F02K 7/00, 27.12.2011, [2] предложен газотурбинный двигатель (ГТД), который содержит вентилятор, установленный на одном валу с турбиной, расположенной на выходе непрерывно - детонационной камеры сгорания, образованной внешним корпусом, имеющим форму усеченного конуса, и спиральным каналом, выполненным на поверхности внутреннего тела.In the patent US 8082728 B2, F02K 5/02, F02K 7/00, 12/27/2011, [2] a gas turbine engine (GTE) is proposed, which contains a fan mounted on one shaft with a turbine located at the output of a continuously detonation combustion chamber, formed by an outer casing having the shape of a truncated cone, and a spiral channel made on the surface of the inner body.

Недостатком данного изобретения является отсутствие охлаждения детонационной камеры сгорания, что существенно ограничивает время непрерывной работы двигателя, а также не предусмотрено предотвращение влияния косых ударных волн, возникающих в непрерывно - детонационной камере сгорания, на работоспособность двигателя.The disadvantage of this invention is the lack of cooling of the detonation combustion chamber, which significantly limits the time of continuous operation of the engine, and also does not provide for preventing the influence of oblique shock waves arising in the continuously detonation combustion chamber on the engine performance.

В патенте WO 2012/142485 А2, G06Q 10/00, 21.06.2012, [3], предлагается способ организации рабочего процесса в газогенераторе с непрерывно - детонационной камерой сгорания газотурбинного двигателя и конструкция такого двигателя, который содержит компрессор, установленный на входе в газогенератор с непрерывно - детонационной кольцевой камерой сгорания, на выходе из которой установлена турбина. Причем компрессор и турбина расположены на одной оси. Горючая смесь поступает в камеру сгорания через систему каналов, снабженных гидравлическими диодами, предотвращающими возможность обратного течения продуктов горения.Patent WO 2012/142485 A2, G06Q 10/00, June 21, 2012, [3], proposes a method for organizing a working process in a gas generator with a continuously detonating combustion chamber of a gas turbine engine and designing such an engine that contains a compressor installed at the inlet of the gas generator with a continuously detonating annular combustion chamber, at the outlet of which a turbine is installed. Moreover, the compressor and turbine are located on the same axis. The combustible mixture enters the combustion chamber through a system of channels equipped with hydraulic diodes that prevent the possibility of backflow of combustion products.

Недостатком данного изобретения является отсутствия охлаждения детонационной камеры сгорания, что существенно ограничивает время непрерывной работы двигателя, а также не предусмотрено предотвращение влияния косых ударных волн, возникающих в непрерывно - детонационной камере сгорания, на работоспособность двигателя.The disadvantage of this invention is the lack of cooling of the detonation combustion chamber, which significantly limits the time of continuous operation of the engine, and also does not provide for the prevention of the influence of oblique shock waves arising in the continuously detonation combustion chamber on the engine performance.

В патенте US 8544280 В2, F02K 7/02, F02C 5/00, 01.10.2013, [4]. предложен способ организации рабочего процесса в газотурбинном двигателе с непрерывно - детонационной камерой сгорания и устройство для его реализации.In the patent US 8544280 B2, F02K 7/02, F02C 5/00, 10/01/2013, [4]. A method for organizing a working process in a gas turbine engine with a continuously detonation combustion chamber and a device for its implementation are proposed.

В данном способе подготовка топливной смеси происходит в кольцевой камере смешения в результате аэродинамического взаимодействия струй топлива и окислителя, подаваемого в камеру смешения в направлении, заданном винтовыми каналами центрального тела камеры смешения, а образованная топливная смесь сгорает в детонационной волне, непрерывно циркулирующей в кольцевой камере сгорания с гладкими стенками. Для подачи окислителя в камеру смешения используется компрессор, который установлен на входе в камеру смешения и приводится в движение при помощи турбины, расположенной на выходе из камеры сгорания.In this method, the preparation of the fuel mixture occurs in the annular mixing chamber as a result of aerodynamic interaction of the jets of fuel and oxidizer supplied to the mixing chamber in the direction specified by the helical channels of the central body of the mixing chamber, and the formed fuel mixture burns in a detonation wave continuously circulating in the annular combustion chamber with smooth walls. To supply the oxidizing agent to the mixing chamber, a compressor is used, which is installed at the entrance to the mixing chamber and is driven by a turbine located at the outlet of the combustion chamber.

Устройство, в котором реализован описанный выше способ, содержит газогенератор с проточной кольцевой непрерывно - детонационной камерой сгорания. Она образована внешним цилиндрическим корпусом и центральным цилиндрическим телом, имеет камеру смешения, расположенную на входе в камеру сгорания, изолятор, установленный между камерой смешения и камерой сгорания и предназначенный для предохранения камеры смешения от воздействия детонационной волны, непрерывно циркулирующей в камере сгорания. На входе камеры смешения располагается компрессор, а на выходе камеры сгорания устанавливается турбина.A device in which the method described above is implemented comprises a gas generator with a continuous annular flow detonation combustion chamber. It is formed by an external cylindrical body and a central cylindrical body, has a mixing chamber located at the entrance to the combustion chamber, an insulator installed between the mixing chamber and the combustion chamber and designed to protect the mixing chamber from the effects of a detonation wave continuously circulating in the combustion chamber. A compressor is located at the inlet of the mixing chamber, and a turbine is installed at the outlet of the combustion chamber.

Основная проблема практической реализации такого устройства - разработка долговечной турбины, испытывающей значительные нестационарные термомеханические нагрузки вследствие пульсаций давления и температуры в выходном сечении камеры сгорания. Кроме того, конструкция турбины должна быть приспособлена и оптимизирована к работе в условиях неравномерных и нестационарных полей скорости с учетом наличия зон сверхзвукового и дозвукового течения в выходном сечении камеры сгорания. Для исключения влияния ударной волны, идущей вверх по потоку, на камеру смешения и на воздушный поток от вентилятора, между камерой смешения и камерой сгорания установлен изолятор ударной волны, который усложняет конструкцию двигателя. Используемая детонационная камера сгорания не обеспечивает детонацию распыленного жидкого топлива в виде авиационного керосина и требует размещение газообразного топлива на борту летательного аппарата, что приводит к увеличению массогабаритных характеристик двигателя.The main problem of the practical implementation of such a device is the development of a durable turbine that experiences significant unsteady thermomechanical loads due to pressure and temperature pulsations in the outlet section of the combustion chamber. In addition, the turbine design must be adapted and optimized for operation in conditions of uneven and unsteady velocity fields, taking into account the presence of supersonic and subsonic flow zones in the output section of the combustion chamber. To eliminate the influence of the shock wave traveling upstream on the mixing chamber and on the air flow from the fan, a shock wave insulator is installed between the mixing chamber and the combustion chamber, which complicates the design of the engine. Used detonation combustion chamber does not provide detonation of atomized liquid fuel in the form of aviation kerosene and requires the placement of gaseous fuel on board the aircraft, which leads to an increase in weight and size characteristics of the engine.

Известен турбореактивный двигатель и способ его работы, основанные на использовании непрерывно - детонационной камеры сгорания на жидком топливе (WO 2016/060581 А1, 21.04.2016 [5]).Known turbojet engine and method of its operation, based on the use of a continuously detonation combustion chamber using liquid fuel (WO 2016/060581 A1, 04/21/2016 [5]).

В баках на борту большинства воздушных летательных аппаратов находится жидкое топливо (авиационный керосин), поэтому целесообразно в непрерывно - детонационной камере сгорания реализовать гетерогенную детонацию. Гетерогенная детонация, т.е. детонация распыленного жидкого топлива, распространяется в двухфазной среде, состоящей из газообразного окислителя, капель жидкого топлива и, в общем случае, топливных пленок на ограничивающих поверхностях. Горючая топливная смесь образуется в результате частичного предварительного испарения капель и пленок в исходной топливной смеси, аэродинамического дробления капель и пленок в газовом потоке за лидирующей ударной волной детонационного фронта, а также за счет испарения фрагментов дробления микрокапель и турбулентно - молекулярного смешения паров топлива с окислителем.Liquid fuel (aviation kerosene) is in the tanks on board the majority of airborne aircraft; therefore, it is advisable to realize heterogeneous detonation in a continuously detonation combustion chamber. Heterogeneous detonation, i.e. detonation of atomized liquid fuel propagates in a two-phase medium consisting of a gaseous oxidizing agent, droplets of liquid fuel and, in the general case, fuel films on bounding surfaces. Combustible fuel mixture is formed as a result of partial preliminary evaporation of droplets and films in the initial fuel mixture, aerodynamic crushing of droplets and films in the gas stream behind the leading shock wave of the detonation front, as well as due to the evaporation of fragments of micro droplets crushing and turbulent molecular mixing of fuel vapor with an oxidizing agent.

Непрерывно - детонационная камера сгорания реализует гетерогенную детонацию и включает кольцевую секцию смешения с пористыми проницаемыми матричными форсунками для подачи в них авиационного керосина и камеру сгорания с блоком топливных форсунок для подачи жидкого топлива в виде струй.Continuously - a detonation combustion chamber realizes heterogeneous detonation and includes an annular mixing section with porous permeable matrix nozzles for supplying aviation kerosene to them and a combustion chamber with a block of fuel nozzles for supplying liquid fuel in the form of jets.

При подаче жидкого топлива в матричную форсунку образуется пристеночная пленка, которая покрывает все внутренние поверхности смесительной секции, обеспечивая активную тепловую защиту стенок смесительной секции от перегрева, кроме того, создает эффект шероховатости внутренних поверхностей во входной части смесительной секции. Блок топливных форсунок выполнен в виде щелей на внутренних поверхностях камеры сгорания, ориентированных таким образом, чтобы часть топлива оседала на внутренних поверхностях камеры сгорания с образованием вторичных пристеночных пленок, покрывающих внутренние поверхности камеры сгорания.When liquid fuel is fed into the matrix nozzle, a wall film is formed that covers all the internal surfaces of the mixing section, providing active thermal protection of the walls of the mixing section from overheating, in addition, creates the effect of roughness of the internal surfaces in the inlet of the mixing section. The fuel injector block is made in the form of slots on the inner surfaces of the combustion chamber, oriented so that part of the fuel settles on the inner surfaces of the combustion chamber with the formation of secondary wall films covering the inner surfaces of the combustion chamber.

Для локализации детонирующего слоя ниже по течению от системы топливных форсунок, оси отверстий топливных форсунок выполнены под острым углом к образующей поверхности камеры сгорания, так, что вектор скорости топлива на срезе форсуночного отверстия имеет не только радиальную, но и осевую составляющую, направленную вниз по потоку.To localize the detonating layer downstream of the fuel injector system, the axis of the fuel injector openings is made at an acute angle to the generatrix of the combustion chamber surface, so that the fuel velocity vector at the nozzle exit section has not only radial, but also axial component directed downstream .

В качестве инициатора детонации используются одна или несколько инициирующих трубок, сообщающихся с камерой сгорания через перепускные отверстия. Инициирующая трубка представляет собой устройство, обеспечивающее генерацию инициирующей детонационной волны в результате перехода горения в детонацию, причем топливная смесь в инициирующей трубке состоит из тех же топливных компонентов.As the initiator of detonation, one or more initiating tubes are used, which communicate with the combustion chamber through the bypass holes. The initiating tube is a device that generates an initiating detonation wave as a result of the transition of combustion to detonation, and the fuel mixture in the initiating tube consists of the same fuel components.

Инициирующая трубка присоединена к камере сгорания так, что струя продуктов детонации за инициирующей детонационной волной входит в камеру сгорания по винтовой линии вверх или вниз по потоку окислителя. Угол подъема винтовой линии не превышает 45°, а направление вращения винтовой линии определяет направление вращения самоподдерживающихся детонационных волн в камере сгорания. Перепускные отверстия, обеспечивающие сообщение инициирующей трубки с кольцевой камерой сгорания расположены на одной внешней боковой поверхности и в одном поперечном сечении камеры сгорания.The initiating tube is connected to the combustion chamber so that the jet of detonation products behind the initiating detonation wave enters the combustion chamber along a helix up or downstream of the oxidizer. The helix angle does not exceed 45 °, and the direction of rotation of the helix determines the direction of rotation of self-sustaining detonation waves in the combustion chamber. Bypass openings providing the initiation tube with an annular combustion chamber are located on one external lateral surface and in one cross section of the combustion chamber.

Недостатком такого технического решения является отсутствие мероприятий по использованию ударных волн, идущих вверх по потоку для создания электрической энергии и отсутствие регулирования неравномерности температурного поля газа перед турбиной охлаждающим воздухом.The disadvantage of this technical solution is the lack of measures for the use of shock waves traveling upstream to create electrical energy and the lack of regulation of the unevenness of the temperature field of the gas in front of the cooling air turbine.

Наиболее близким аналогом предложенной группы изобретений является способ организации рабочего процесса в непрерывно -детонационной камере сгорания в составе газотурбинного двигателя и устройство для его реализации, предложенный в патенте WO 2014/178746 A1, F23R 7/00, 06.11.2014 [6 - прототип]. Согласно предложенному способу осуществляют непрерывную подачу топлива и предварительно сжатого в компрессоре воздуха в кольцевую непрерывно - детонационную камеру сгорания, инициирование и распространение детонации в образовавшемся слое топливо - воздушной смеси, после чего смешанный газовый поток направляют на сопловой аппарат первой ступени турбины. Кроме того, осуществляют ослабление возмущений давления ударных волн, бегущих вверх и вниз по потоку от слоя с непрерывным детонационным горением в газодинамическом изоляторе (успокоителе) и регулирование температуры и неравномерности температурного поля газа перед турбиной охлаждающим воздухом. Для предотвращения проскока детонации вверх по потоку топливные компоненты в камеру сгорания подают раздельно. Для ослабления возмущений давления ударной волны, бегущей от слоя с непрерывным детонационным горением вверх и вниз по потоку, в конструкции газодинамического изолятора используют расширение сечения по направлению к компрессору и турбине ГТД. Для снижения гидравлических потерь и обеспечения повышения полного давления и термодинамической эффективности рабочего цикла воздух подают в осевом направлении непосредственно в широкий кольцевой зазор камеры сгорания. Для непрерывного образования детонирующего слоя топливной смеси, а также для обеспечения одновременного распространения нескольких детонационных волн, бегущих друг за другом (что повышает равномерность энерговыделения), топливо подают через систему топливных форсунок в боковых стенках кольцевого зазора. Для дополнительного регулирования температуры и неравномерности температурного поля газа перед турбиной охлаждающий воздух, перепускаемый из компрессора ГТД, подают в поток продуктов детонации на расширяющемся участке кольцевого канала перед турбиной ГТД. Устройство, в котором реализован известный способ, включает кольцевую непрерывно - детонационную камеру сгорания в составе газотурбинного двигателя, выполненную в виде кольцевого зазора между внешней и внутренней цилиндрическими поверхностями с осью симметрии, оборудованную каналами подачи топлива и топливными форсунками. Воздух в камеру сгорания поступает из спрямляющего аппарата последней ступени компрессора через верхний газодинамический изолятор. Ниже по течению от камеры сгорания расположен нижний газодинамический изолятор, состоящий из кольцевого участка с зазором постоянной ширины, являющегося продолжением камеры сгорания, и кольцевого участка переменного сечения с отверстиями/соплами для подачи вторичного воздуха. К нижнему газодинамическому изолятору присоединен сопловой аппарат первой ступени турбины. Охлаждающий воздух, используемый для регулирования уровня температуры и неравномерности температурного поля перед турбиной, поступает от компрессора ГТД во внутренний и внешний кольцевые каналы, коаксиальные с камерой сгорания, и далее, через отверстия - в нижний газодинамический изолятор. Часть верхнего газодинамического изолятора выполнена в виде сужающегося (по направлению течения) кольцевого канала с прямолинейной или криволинейной образующей конуса.The closest analogue of the proposed group of inventions is a method of organizing a workflow in a continuously detonating combustion chamber as part of a gas turbine engine and a device for its implementation, proposed in patent WO 2014/178746 A1, F23R 7/00, 11/06/2014 [6 - prototype]. According to the proposed method, the fuel and air pre-compressed in the compressor are continuously fed into the continuously annular detonation combustion chamber, the initiation and propagation of detonation in the resulting fuel-air mixture layer is made, after which the mixed gas stream is sent to the nozzle apparatus of the first turbine stage. In addition, the pressure disturbances of the shock waves traveling upstream and downstream from the continuous detonation-burning layer in the gas-dynamic insulator (damper) are weakened and the temperature and non-uniformity of the temperature field of the gas in front of the cooling air turbine are controlled. To prevent detonation slip upstream, the fuel components are fed separately to the combustion chamber. To attenuate the pressure disturbances of the shock wave traveling from the layer with continuous detonation combustion up and downstream, the section of the gas-dynamic insulator is used to expand the section towards the compressor and the turbine engine. To reduce hydraulic losses and to increase the total pressure and thermodynamic efficiency of the duty cycle, air is supplied axially directly into the wide annular gap of the combustion chamber. For the continuous formation of the detonating layer of the fuel mixture, as well as to ensure the simultaneous propagation of several detonation waves running one after another (which increases the uniformity of energy release), the fuel is fed through a system of fuel injectors in the side walls of the annular gap. For additional control of the temperature and the non-uniformity of the temperature field of the gas in front of the turbine, the cooling air bypassed from the gas turbine compressor is fed into the detonation product stream in an expanding section of the annular channel in front of the gas turbine turbine. A device in which the known method is implemented includes an annular continuously detonation combustion chamber as a part of a gas turbine engine, made in the form of an annular gap between the external and internal cylindrical surfaces with an axis of symmetry, equipped with fuel supply channels and fuel nozzles. Air enters the combustion chamber from the rectifier apparatus of the last stage of the compressor through the upper gas-dynamic insulator. Downstream of the combustion chamber, there is a lower gas-dynamic insulator consisting of an annular section with a constant-width gap, which is a continuation of the combustion chamber, and an annular section of variable cross-section with openings / nozzles for supplying secondary air. A nozzle apparatus of the first turbine stage is connected to the lower gas-dynamic insulator. The cooling air used to control the temperature level and the temperature field unevenness in front of the turbine comes from the gas turbine compressor to the inner and outer annular channels, coaxial with the combustion chamber, and then through the openings to the lower gas-dynamic insulator. Part of the upper gas-dynamic insulator is made in the form of a tapering (in the direction of flow) annular channel with a rectilinear or curvilinear generatrix of the cone.

Течение воздуха по внутренним и внешним кольцевым каналам организовано так, чтобы перепад давления на отверстиях/соплах части нижнего газодинамического изолятора был предпочтительно критическим или сверхкритическим. Скорость воздуха на срезе отверстий/сопел должна достигать или превышать местную скорость звука.The air flow through the inner and outer annular channels is organized so that the pressure drop across the holes / nozzles of the lower gas-dynamic insulator is preferably critical or supercritical. The air velocity at the hole / nozzle exit must reach or exceed the local sound velocity.

Недостатком данного изобретения является отсутствие управляемого вектора тяги. Кроме того, используемая детонационная камера сгорания не обеспечивает детонацию распыленного жидкого топлива в виде авиационного керосина и требует размещение газообразного топлива на борту летательного аппарата, что приводит к увеличению массогабаритных характеристик двигателя.The disadvantage of this invention is the lack of a controlled thrust vector. In addition, the used detonation combustion chamber does not provide detonation of atomized liquid fuel in the form of aviation kerosene and requires the placement of gaseous fuel on board the aircraft, which leads to an increase in the overall dimensions of the engine.

Задачей предложенного изобретения являются создание турбореактивного двигателя с непрерывно - детонационными камерами сгорания, работающими на жидком топливе (авиационном керосине).The objective of the proposed invention is the creation of a turbojet engine with continuously detonation combustion chambers operating on liquid fuel (aviation kerosene).

Технический результат, достигаемый при реализации предлагаемого изобретения - создание двигателя с повышенной термодинамической эффективностью, способного создавать высокую тягу, производить электроэнергию, иметь небольшие массогабаритные характеристики, и систему управления, обеспечивающую широкий диапазон изменения вектора тяги.The technical result achieved by the implementation of the present invention is the creation of an engine with increased thermodynamic efficiency, capable of creating high traction, producing electricity, having small overall dimensions, and a control system that provides a wide range of thrust vector changes.

Указанный технический результат достигается тем, что в известном турбореактивном двигателе, содержащем компрессор, основную непрерывно - детонационную камеру сгорания с каналами подачи топлива, топливными форсунками и инициатором детонации, сопловой аппарат и турбину, согласно предложению для одновального двухконтурного двигателя он снабжен затурбинной полостью, в которой расположены четыре непрерывно - детонационные камеры сгорания, имеющие форму замкнутых кольцевых секторов, вход каждой из которых снабжен управляемой воздушной заслонкой и соединен с воздушным каналом наружного контура, а выход снабжен датчиками давления. Вход основной непрерывно - детонационной камеры сгорания соединен с воздушным каналом внутреннего контура, при этом коэффициент двухконтурности двигателя равен или больше единицы. На выходе основной непрерывно - детонационной камеры сгорания расположен газодинамический успокоитель, представляющий собой кольцевой канал конечной длины, вход которого сообщен с воздушным каналом наружного контура и с выходом основной непрерывно - детонационной камеры сгорания. На валу двигателя также размещена электрическая машина, соединенная с блоком аккумуляторных батарей, с которым в свою очередь электрически соединен кольцевой пьезогенератор, установленный на входе в основную непрерывно - детонационную камеру сгорания. Пьезогенератор состоит из двух частей, разделенных буфером, при этом одна часть выполнена из материала, выдерживающего высокие импульсные механические нагрузки, а другая - из блока пьезоэлектрических элементов, соединенных электрически параллельно. Вокруг внутренних поверхностей основной и затурбинных непрерывно - детонационных камер сгорания установлены кольцевые охлаждающие рубашки, входные концы которых соединены с каналами, имеющими управляющие клапаны, для подачи под давлением жидкого топлива, а их противоположные концы закрыты наглухо. Внутри охлаждающих рубашек установлены проницаемые матричные форсунки и блоки топливных форсунок. Для охлаждения наружных поверхностей четырех затурбинных непрерывно - детонационных камер сгорания в местах, соприкасающихся с горячим газовым потоком, выходящим из турбины, установлена замкнутая с торца кольцевая охлаждающая полость, внутри которой находятся матричные форсунки и блок топливных форсунок. Для регулирования массового расхода газа в каждой непрерывно - детонационной камере сгорания в двигателе имеется система автоматического управления, в которую входит компьютер, электрически связанный с каналом управляющего воздействия, клапанами регулирования подачи топлива, управляемыми воздушными заслонками и датчиками давления.The specified technical result is achieved in that in a known turbojet engine containing a compressor, the main continuously detonation combustion chamber with fuel supply channels, fuel nozzles and a detonation initiator, a nozzle apparatus and a turbine, according to the proposal for a single-shaft twin-circuit engine, it is equipped with a turbine cavity in which there are four continuously detonation combustion chambers in the form of closed annular sectors, the input of each of which is equipped with a controlled air slonkoy and is connected with the air passage of the outer contour, and an output provided with pressure sensors. The input of the main continuous detonation combustion chamber is connected to the air channel of the internal circuit, while the bypass ratio of the engine is equal to or greater than unity. At the output of the main continuous - detonation combustion chamber, a gas-dynamic damper is provided, which is an annular channel of finite length, the input of which is in communication with the air channel of the external circuit and with the output of the main continuous - detonation combustion chamber. An electric machine is also located on the engine shaft, connected to a battery pack, to which, in turn, an annular piezoelectric generator is installed, which is installed at the entrance to the main continuously detonation combustion chamber. The piezoelectric generator consists of two parts, separated by a buffer, while one part is made of a material that can withstand high pulsed mechanical loads, and the other is made of a block of piezoelectric elements connected electrically in parallel. Around the inner surfaces of the main and turbine continuous - detonation combustion chambers are installed ring cooling shirts, the inlet ends of which are connected to channels having control valves for supplying liquid fuel under pressure, and their opposite ends are closed tightly. Permeable matrix nozzles and fuel injector blocks are installed inside the cooling jackets. To cool the outer surfaces of the four turbine continuous detonation combustion chambers in places in contact with the hot gas stream exiting the turbine, an annular cooling cavity closed at the end is installed, inside of which there are matrix nozzles and a block of fuel nozzles. To control the mass gas flow rate in each continuously detonating combustion chamber, the engine has an automatic control system, which includes a computer electrically connected to the control channel, fuel control valves controlled by air dampers and pressure sensors.

Указанный технический результат достигается также тем, что в известном способе работы турбореактивного двигателя, включающем процесс сжатия воздуха в компрессоре, непрерывную раздельную подачу топлива и сжатого воздуха на вход основной непрерывно - детонационной камеры сгорания, и подачу воздуха в канал для ее охлаждения, инициирование детонации, обеспечивающей сгорание топливо - воздушной смеси, регулирование неравномерности температурного поля газа перед турбиной охлаждающим воздухом, подачу смешанного газового потока на сопловой аппарат и далее на турбину для его расширения и создания тяги, согласно предложению воздух из канала наружного контура в качестве окислителя направляют в четыре затурбинные непрерывно - детонационные камеры сгорания. В основную непрерывно - детонационную камеру сгорания воздух направляют из канала внутреннего контура, при этом пропускную способность канала наружного контура увеличивают настолько, чтобы коэффициент двухконтурности двигателя был больше или равен единице. Кольцевые охлаждающие рубашки используют для подачи под давлением через матричные форсунки и блоки топливных форсунок жидкого топлива в основную и затурбинные непрерывно - детонационные камеры сгорания, при этом охлаждают их внутренние поверхности. Для охлаждения наружных поверхностей четырех затурбинных непрерывно - детонационных камер сгорания в местах, соприкасающихся с горячим газовым потоком, выходящим из турбины, используют замкнутую с торца кольцевую охлаждающую полость, которую под давлением заполняют жидким топливом и через матричную форсунку и блок топливных форсунок подают топливо в нижнюю часть затурбинных непрерывно - детонационных камер сгорания. Периодические механические воздействия по пьезогенератору косой ударной волны, идущей из основной непрерывно - детонационной камеры сгорания, используют для получения импульсной электроэнергии, направляемой в блок аккумуляторных батарей. Для регулирования массового расхода газа в каждой непрерывно - детонационной камере сгорания используют автоматическую систему управления.The specified technical result is also achieved by the fact that in the known method of operation of a turbojet engine, including the process of compressing air in a compressor, a continuous separate supply of fuel and compressed air to the input of the main continuous detonation combustion chamber, and air supply to the channel for cooling it, initiating detonation, providing fuel-air mixture combustion, regulating the unevenness of the temperature field of the gas in front of the turbine with cooling air, supplying a mixed gas stream to the nozzle the apparatus and further to the turbine to expand it and create traction, according to the proposal, air from the channel of the external circuit as an oxidizer is sent to four continuously turbine detonation combustion chambers. In the main continuously - detonation combustion chamber, air is directed from the channel of the internal circuit, while the throughput of the channel of the external circuit is increased so that the bypass ratio of the engine is greater than or equal to unity. Ring cooling jackets are used for pressurized supply through matrix nozzles and blocks of fuel nozzles of liquid fuel into the main and turbine continuously detonation combustion chambers, while cooling their internal surfaces. To cool the outer surfaces of the four turbine continuously detonating combustion chambers in places in contact with the hot gas stream exiting the turbine, an annular cooling cavity closed at the end is used, which is filled with liquid fuel under pressure and feed fuel through the matrix nozzle and the block of fuel nozzles into the lower part of the turbine continuous - detonation combustion chambers. Periodic mechanical influences on the piezoelectric generator of the oblique shock wave coming from the main continuously detonation combustion chamber are used to produce pulsed electric energy directed to the battery pack. To control the mass flow of gas in each continuously detonation combustion chamber, an automatic control system is used.

При создании ТРД и способа его работы учитывались особенности непрерывно - детонационной камеры сгорания. Одна из ее важных особенностей состоит в том, что для обеспечения устойчивого детонационного горения на вход камеры сгорания достаточно подать окислитель (воздух) с давлением в два раза ниже, чем давление, необходимое для традиционной гетерогенной камеры сгорания. Это позволяет построить одновальный, двухконтурный двигатель, в котором при использовании непрерывной детонационной камеры сгорания исключаются компрессор и турбина высокого давления, что приводит к улучшению массогабаритных характеристик силовой установки и аэродинамического качества летательного аппарата.When creating a turbojet engine and its operation method, the features of a continuously detonation combustion chamber were taken into account. One of its important features is that in order to ensure stable detonation combustion, an oxidizer (air) with a pressure two times lower than the pressure required for a traditional heterogeneous combustion chamber is sufficient to enter the combustion chamber inlet. This allows you to build a single-shaft, dual-circuit engine, in which when using a continuous detonation combustion chamber, a compressor and a high-pressure turbine are excluded, which leads to an improvement in the weight and size characteristics of the power plant and the aerodynamic quality of the aircraft.

При построении предлагаемого двигателя на одном валу размещают вентилятор, компрессор, электрическую машину и турбину. При этом после компрессора устанавливают разделительный корпус, создающий наружный и внутренний контуры, через которые проходят воздушные потоки. У существующих двухконтурных двигателей воздух по внутреннему контуру поступает в камеру сгорания, а по наружному контуру воздух, проходя мимо камеры сгорания и турбины, поступает на охлаждение сопла и обеспечивает небольшую дополнительную тягу. Разделение потоков характеризуется степенью двухконтурности:When constructing the proposed engine on one shaft place a fan, compressor, electric machine and turbine. In this case, after the compressor, a separation housing is installed, creating the outer and inner circuits through which the air flows. For existing dual-circuit engines, air enters the combustion chamber through the internal circuit, and air passing the combustion chamber and turbine through the external circuit enters the nozzle for cooling and provides a small additional thrust. The separation of flows is characterized by the degree of bypass:

m=G_n / G_v,m = G _n / G _v ,

где G_n - расход воздуха через наружный контур,where G _n - air flow through the external circuit,

G_v - расход воздуха через внутренний контур.G _v - air flow through the internal circuit.

Для истребителей оптимальными являются значения m = 0,2…0,5, а для транспортных самолетов, у которых необходимо обеспечить высокую экономичность на дозвуковых длительных полетах m = 8…11.For fighters, the optimal values are m = 0.2 ... 0.5, and for transport aircraft, in which it is necessary to ensure high efficiency on subsonic long flights, m = 8 ... 11.

Предлагается структуру ТРД построить на использовании активной степени двухконтурности, принципиальное отличие которой от существующих структур состоит в том, что воздух из наружного контура в качестве окислителя поступает в четыре непрерывно - детонационные камеры сгорания, расположенные в затурбинной полости. Для обеспечения в них детонационного горения и больших суммарных газовых потоков, а следовательно, и общей тяги, необходимо увеличить пропускную способность наружного контура. При этом увеличится и коэффициент активной двухконтурности, который должен быть равен или больше единицы.It is proposed that the turbojet engine structure be built using the active bypass ratio, the fundamental difference of which from existing structures is that air from the external circuit as an oxidizer enters four continuously detonation combustion chambers located in the turbine cavity. To ensure detonation combustion and large total gas flows in them, and, consequently, overall thrust, it is necessary to increase the throughput of the external circuit. In this case, the coefficient of active bypass will also increase, which should be equal to or greater than unity.

В предлагаемой структуре ТРД после турбины вдоль внутренней поверхности затурбинной полости по кругу размещают четыре непрерывно - детонационные камеры сгорания. Форма четырех затурбинных непрерывно - детонационных камер сгорания выполнена в виде замкнутых кольцевых секторов, внутреннее пространство этих камер сгорания под давлением заполняется авиационным керосином. Топливо из этого закрытого с торца пространства через пористую проницаемую матричную форсунку и блок топливных форсунок поступает в верхнюю половину секции смешения и камеры сгорания.In the proposed structure of the turbojet engine after the turbine, four continuously detonation combustion chambers are placed in a circle along the inner surface of the turbine cavity. The shape of the four turbine continuous - detonation combustion chambers is made in the form of closed annular sectors, the internal space of these combustion chambers under pressure is filled with aviation kerosene. Fuel from this closed from the end face space through a porous permeable matrix nozzle and a block of fuel nozzles enters the upper half of the mixing section and the combustion chamber.

Высокие температуры при детонационном горении требуют для обеспечения длительной непрерывной работы двигателя хорошее охлаждение наружных и внутренних поверхностей непрерывно - детонационной камеры сгорания. Внешняя поверхность стенки основной непрерывно - детонационной камеры сгорания охлаждается воздухом наружного контура, а внутренняя - топливом, поступающим в охлаждающую рубашку для ввода в камеру сгорания. Четыре затурбинные непрерывно - детонационные камеры сгорания охлаждаются только топливом. Для охлаждения наружных поверхностей стенок четырех затурбинных камер сгорания, в местах, соприкасающихся с горячим газовым потоком, выходящим из турбины, создана кольцевая, замкнутая с торца, охлаждающая полость, заполняемая под давлением топливом. Из нее через проницаемую пористую матричную форсунку и блок топливных форсунок топливо поступает в нижнюю часть секции смешения и камеры сгорания каждой затурбинной непрерывно - детонационной камеры сгорания. Внутренние стенки четырех затурбинных камер сгорания также охлаждаются топливом, поступающим в охлаждающие рубашки, находящиеся внутри каждой камеры сгорания.High temperatures during detonation combustion require good cooling of the external and internal surfaces of the continuously detonation combustion chamber to ensure long-term continuous operation of the engine. The external wall surface of the main continuously detonation combustion chamber is cooled by the air of the external circuit, and the internal by the fuel entering the cooling jacket to enter the combustion chamber. Four continuous turbine detonation combustion chambers are cooled only by fuel. To cool the outer surfaces of the walls of the four turbine combustion chambers, in places in contact with the hot gas stream exiting the turbine, an annular, end-closed cooling cavity is created, which is filled under pressure with fuel. From it, through a permeable porous matrix nozzle and a block of fuel nozzles, fuel enters the lower part of the mixing section and the combustion chamber of each turbine continuously detonation combustion chamber. The inner walls of the four turbine combustion chambers are also cooled by the fuel entering the cooling jackets inside each combustion chamber.

Массовый расход газа, проходящего через каждую камеру сгорания, регулируется изменением выходного сечения клапана, через который топливо под давлением подается в охлаждающую рубашку или с помощью управляемой воздушной заслонки, регулирующей прохождение воздуха в наружном контуре. При постоянном значении расхода воздуха, поступающего в камеру сгорания, изменение количества подаваемого топлива приводит к изменению значения коэффициента избытка горючего, вызывающего изменение массового расхода газа, проходящего через камеру сгорания. Если в каждую камеру сгорания подавать одинаковое количество топлива, то у всех камер сгорания будет одинаковый массовый расход газа и одинаковая тяга а, следовательно, и давления на выходе каждой камеры сгорания будут одинаковым. В этом случае основной газовый поток и четыре газовых потока из затурбинных непрерывно - детонационных камер сгорания будут исходить в одном продольном направлении, создавая суммарную тягу. При этом в соответствии с режимом работы двигателя значение тяги можно увеличивать или уменьшать, подавая изменяемые по величине, но одинаковые количества топлива для каждой камеры сгорания.The mass flow rate of gas passing through each combustion chamber is controlled by changing the outlet cross-section of the valve through which fuel is supplied under pressure to the cooling jacket or using a controlled air damper that regulates the passage of air in the external circuit. At a constant value of the flow rate of air entering the combustion chamber, a change in the amount of fuel supplied leads to a change in the coefficient of excess fuel, causing a change in the mass flow rate of gas passing through the combustion chamber. If the same amount of fuel is supplied to each combustion chamber, then all combustion chambers will have the same mass gas flow rate and the same draft, and, consequently, the pressure at the outlet of each combustion chamber will be the same. In this case, the main gas stream and four gas streams from continuously turbine detonation combustion chambers will flow in one longitudinal direction, creating a total thrust. Moreover, in accordance with the engine operating mode, the thrust value can be increased or decreased by supplying variable, but identical fuel quantities for each combustion chamber.

Таким образом, такая структура построения турбореактивного двигателя, в которой одновременно работают пять камер сгорания, создающих раздельные газовые потоки, обеспечит огромную суммарную тягу. При этом построена новая система управления непрерывно - детонационными камерами сгорания, которая обеспечит регулирование тяги в широких пределах. Сущность группы изобретений поясняется чертежами.Thus, such a structure for constructing a turbojet engine, in which five combustion chambers simultaneously create separate gas flows, will provide a huge total thrust. At the same time, a new control system has been built for continuously detonation combustion chambers, which will provide thrust regulation over a wide range. The essence of the group of inventions is illustrated by drawings.

Фиг. 1 - продольный разрез турбореактивного двигателя с основной и четырьмя затурбинными непрерывно - детонационными камерами сгорания;FIG. 1 is a longitudinal section through a turbojet engine with a main and four continuously turbine detonation combustion chambers;

Фиг. 2 - разрез двигателя по линии А-А;FIG. 2 - section of the engine along the line aa;

Фиг. 3 - разрез двигателя по линии Б-Б;FIG. 3 - section of the engine along the line BB;

Фиг. 4 - схема движения детонационной и двух ударных волн, гдеFIG. 4 is a diagram of the motion of the detonation and two shock waves, where

НДКС - непрерывно - детонационная камера сгорания;NDKS - continuously - detonation combustion chamber;

ПУВ1 - пульсирующая ударная волна, идущая вверх по потоку,PUV1 - a pulsating shock wave going upstream,

ПУВ2 - пульсирующая ударная волна, идущая вниз по потоку;PUV2 - a pulsating shock wave going downstream;

ДВ - детонационная волна;DW - detonation wave;

Прд - продукты детонации;Prd - detonation products;

Т - топливо.T is fuel.

Фиг.5 - схема работы пьезогенератора.5 is a diagram of a piezoelectric generator.

Предлагаемый турбореактивный двигатель состоит из следующих элементов и узлов, представленных на фиг. 1:The proposed turbojet engine consists of the following elements and assemblies shown in FIG. one:

1 - воздухозаборник;1 - air intake;

2 - вентилятор;2 - fan;

3 - компрессор;3 - compressor;

4 - секция смешения основной непрерывно - детонационной камеры сгорания;4 - mixing section of the main continuous - detonation combustion chamber;

5 - камера сгорания основной непрерывно - детонационной камеры сгорания;5 - combustion chamber of the main continuous - detonation combustion chamber;

6 - кольцевая рубашка охлаждения основной непрерывно - детонационной камеры сгорания;6 - ring shirt cooling the main continuous - detonation combustion chamber;

7 - проницаемая матричная форсунка основной непрерывно - детонационной камеры сгорания;7 - permeable matrix nozzle of the main continuous - detonation combustion chamber;

8 - блок топливных форсунок основной непрерывно - детонационной камеры сгорания;8 - block of fuel injectors of the main continuous - detonation combustion chamber;

9 - инициатор детонации основной непрерывно - детонационной камеры сгорания;9 - initiator of detonation of the main continuous - detonation combustion chamber;

10 - датчики измерения температуры жидкого топлива;10 - sensors for measuring the temperature of liquid fuel;

11 - сопловой аппарат турбины;11 - nozzle apparatus of the turbine;

12 - турбина;12 - turbine;

13 - блок аккумуляторных батарей;13 - battery pack;

14 - пьезогенератор;14 - a piezoelectric generator;

15 - электрическая машина;15 - electric car;

16 - разветвление воздушного канала наружного контура;16 - branching of the air channel of the outer circuit;

17 - вал двигателя;17 - an engine shaft;

18 - внутреннее кольцо охлаждения четырех затурбинных непрерывно - детонационных камер сгорания;18 - inner cooling ring of four turbine continuously detonation combustion chambers;

19 - компьютер;19 - computer;

20 - датчик числа оборотов;20 - speed sensor;

21 - воздушный канал наружного контура;21 - air channel of the outer circuit;

22 - реактивное сопло;22 - jet nozzle;

23 - канал с управляемым клапаном подачи под давлением жидкого топлива в рубашки охлаждения пяти непрерывно - детонационных камер сгорания;23 - channel with a controlled valve for supplying liquid fuel to a cooling jacket for five continuously detonation combustion chambers;

24 - рубашка охлаждения и подачи жидкого топлива в четыре затурбинные детонационные камеры сгорания;24 - a jacket for cooling and supplying liquid fuel to four turbine detonation combustion chambers;

25 - управляемая воздушная заслонка;25 - controlled air damper;

26, 27, 28, 29 - четыре затурбинные непрерывно - детонационные камеры сгорания;26, 27, 28, 29 - four turbine continuously detonation combustion chambers;

30 - газодинамический успокоитель;30 - gas-dynamic soothing;

31 - инициаторы детонации в четырех затурбинных непрерывно - детонационных камерах сгорания;31 - initiators of detonation in four turbine continuous - detonation combustion chambers;

32 - датчики давления;32 - pressure sensors;

33 - проницаемые матричные форсунки четырех затурбинных непрерывно - детонационных камер сгорания;33 - permeable matrix nozzles of four turbine continuously detonation combustion chambers;

34 - магнитожидкостное уплотнение вала;34 - magneto-liquid shaft seal;

35 - блок топливных форсунок в четырех затурбинных непрерывно - детонационных камерах сгорания.35 is a block of fuel injectors in four turbine continuous - detonation combustion chambers.

Предлагаемый турбореактивный двигатель состоит из перечисленных выше элементов и узлов, которые связаны между собой следующим образом.The proposed turbojet engine consists of the above elements and nodes, which are interconnected as follows.

Основная непрерывно - детонационная камера сгорания состоит из секции смешения (4) и детонационной камеры сгорания (5). Со стороны внутренней поверхности камера сгорания связана с рубашкой охлаждения (6), внутри которой находятся проницаемая матричная форсунка (7) и блок топливных форсунок (8). Кроме того, в непрерывно - детонационную камеру сгорания входит инициатор детонации (9). По составу и взаимосвязи элементов каждая из четырех непрерывно - детонационных камер сгорания (26, 27, 28, 29), находящихся в затурбинной полости, аналогична основной камере сгорания и состоит из проницаемой матричной форсунки (33), блока топливных форсунок (35) и инициатора детонации (31).The main continuous - detonation combustion chamber consists of a mixing section (4) and a detonation combustion chamber (5). On the inner surface side, the combustion chamber is connected to the cooling jacket (6), inside of which there is a permeable matrix nozzle (7) and a block of fuel nozzles (8). In addition, a detonation initiator (9) enters the continuously detonation combustion chamber. According to the composition and the relationship of the elements, each of the four continuously detonation combustion chambers (26, 27, 28, 29) located in the turbine cavity is similar to the main combustion chamber and consists of a permeable matrix nozzle (33), a block of fuel nozzles (35) and an initiator detonation (31).

На валу двигателя (17) установлены вентилятор (2), находящийся в воздухозаборнике (1), компрессор (3), магнитожидкостное уплотнение вала (34), электрическая машина (15), соединенная с блоком аккумуляторных батарей (13), датчик числа оборотов вала (20) и турбина (12). Разделительный корпус двигателя делит пространство после компрессора на два кольцевых канала, один из которых образует внутренний контур, сжатый воздух по которому подается на вход основной непрерывно - детонационной камеры сгорания, а второй канал - наружный контур (21), сжатый воздух по которому подается на вход четырех затурбинных непрерывно - детонационных камер сгорания (26, 27, 28, 29). Перед камерами сгорания (26, 27, 28, 29) в наружном контуре установлены управляемые воздушные заслонки (25). Топливо (авиационный керосин) подается из баков летательного аппарата в секции смешения и в непрерывно - детонационные камеры сгорания через регулируемые клапаны подачи топлива канала (23) во все охлаждающие кольцевые рубашки (6 и 24) через находящиеся в них проницаемые матричные форсунки (7 и 33) и блоки топливных форсунок (8 и 35). Охлаждающие рубашки (6 и 24) кроме того выполняют функцию охлаждения с помощью керосина внутренних поверхностей всех непрерывно - детонационных камер сгорания. На выходе основной детонационной камеры сгорания расположен газодинамический успокоитель (31), в который поступает выходящий из камеры сгорания газовый поток и воздух через разветвление (16) воздушного канала наружного контура. В результате смешения и успокоения суммарного потока он поступает в сопловой аппарат турбины (11) и далее на турбину (12). После турбины кольцевой газовый поток проходит между четырех непрерывно - детонационных камер сгорания (26, 27, 28, 29), на выходе которых установлены датчики давления (32), и выходит в воздушное пространство через сопло (22). Для исключения нагрева наружной поверхности затурбинных непрерывно - детонационных камер сгорания (26, 27, 28, 29), проходящим горячим газовым потоком, установлено внутреннее кольцо охлаждения (18), в котором находятся проницаемые матричные форсунки (33) и блок топливных форсунок (35). Для автоматического управления двигателем создана система управления, состоящая из компьютера (19), соединенного с каналом подачи управляющего воздействия (на чертеже не указан) путем изменения угла установки рукоятки управления двигателем (РУД). Объектами управления, связанными с вычислительным устройством (компьютером), являются управляемые клапаны подачи жидкого топлива (23) и управляемые воздушные заслонки (25). Чувствительными элементами системы управления, связанными с компьютером, являются датчик частоты вращения вала (20), датчики температуры (10) и датчики давления (32). На входе в основную непрерывно - детонационную камеру сгорания установлен кольцевой пьезогенератор (14), состоящий из двух частей, разделенных буфером. Одна часть пьезогенератора выполнена из материала, выдерживающего высокие импульсные механические нагрузки, а другая - из блока пьезоэлектрических элементов, соединенных электрически параллельно.A fan (2) located in the air intake (1), a compressor (3), a magneto-liquid shaft seal (34), an electric machine (15) connected to the battery pack (13), a shaft speed sensor are installed on the motor shaft (17) (20) and turbine (12). The engine’s separation casing divides the space after the compressor into two annular channels, one of which forms the internal circuit, the compressed air through which is supplied to the input of the main continuously detonation combustion chamber, and the second channel is the external circuit (21), the compressed air through which is supplied to the input four continuous turbine detonation combustion chambers (26, 27, 28, 29). In front of the combustion chambers (26, 27, 28, 29), controllable air dampers (25) are installed in the external circuit. Fuel (aviation kerosene) is supplied from the aircraft tanks into the mixing section and into continuously detonation combustion chambers through adjustable channel fuel supply valves (23) to all cooling ring shirts (6 and 24) through permeable matrix nozzles located in them (7 and 33 ) and fuel injector blocks (8 and 35). In addition, cooling shirts (6 and 24) perform the cooling function with the aid of kerosene on the inner surfaces of all continuously detonation combustion chambers. At the outlet of the main detonation combustion chamber, a gas-dynamic damper (31) is located, into which the gas stream and air leaving the combustion chamber enter through the branching (16) of the air channel of the external circuit. As a result of mixing and calming the total flow, it enters the nozzle apparatus of the turbine (11) and then to the turbine (12). After the turbine, an annular gas flow passes between four continuously detonation combustion chambers (26, 27, 28, 29), at the outlet of which pressure sensors (32) are installed, and enters the airspace through a nozzle (22). To exclude heating of the outer surface of the turbine continuously - detonation combustion chambers (26, 27, 28, 29) by a passing hot gas stream, an internal cooling ring (18) is installed, in which there are permeable matrix nozzles (33) and a block of fuel nozzles (35) . To automatically control the engine, a control system was created consisting of a computer (19) connected to the control supply channel (not shown in the drawing) by changing the angle of installation of the engine control handle (ORE). The control objects associated with the computing device (computer) are controlled valves for supplying liquid fuel (23) and controlled air dampers (25). Sensitive elements of the control system associated with the computer are a shaft speed sensor (20), temperature sensors (10) and pressure sensors (32). At the entrance to the main continuous detonation combustion chamber, an annular piezoelectric generator (14) is installed, consisting of two parts separated by a buffer. One part of the piezoelectric generator is made of a material that can withstand high pulsed mechanical loads, and the other part is made of a block of piezoelectric elements connected electrically in parallel.

Турбореактивный двигатель работает следующим образом.A turbojet engine operates as follows.

Окислитель (воздух) из воздухозаборника (1) вентилятором (2) и с помощью компрессора (3) подают по внутреннему контуру на вход основной непрерывно - детонационной камеры сгорания, а по наружному контуру - на вход четырех затурбинных камер сгорания. При этом воздух во все камеры сгорания поступает постоянно, так как газовый поток из основной непрерывно - детонационной камеры сгорания вращает турбину (12) и связанный с ней вал (17), на котором находится компрессор (3). Авиационный керосин из самолетных баков под давлением подают в кольцевые охлаждающие рубашки (6, 24, 18), из которых через проницаемые матричные форсунки (7, 33) и блоки топливных форсунок (8, 35) топливо поступает в камеры сгорания (5, 26, 27, 28, 29). Образовавшаяся топливо - воздушная смесь только один раз при запуске двигателя поджигают инициатором детонации (9). В результате в непрерывно - детонационной камере сгорания возникает детонационное горение и вращающаяся детонационная волна, в которой достигается максимальная концентрация химической энергии, запасенной в горючем. Эта энергия выделяется в режиме самовоспламенения при очень высоких локальных давлениях и температурах в тонком слое ударно - сжатой топливо - воздушной смеси. В дальнейшем детонационное горение самопроизвольно поддерживается в непрерывно - детонационных камерах сгорания в течение всей работы двигателя.The oxidizing agent (air) from the air intake (1) is fed by a fan (2) and using a compressor (3) along the internal circuit to the input of the main continuous detonation combustion chamber, and along the external circuit to the input of four turbine combustion chambers. In this case, air enters all the combustion chambers continuously, since the gas flow from the main continuously detonation combustion chamber rotates the turbine (12) and the shaft (17) connected to it, on which the compressor (3) is located. Aviation kerosene from aircraft tanks under pressure is fed into annular cooling shirts (6, 24, 18), from which fuel passes into the combustion chambers (5, 26, through permeable matrix nozzles (7, 33) and fuel injector blocks (8, 35) 27, 28, 29). The resulting fuel - the air mixture is only set fire once by starting the engine with the initiator of detonation (9). As a result, detonation combustion and a rotating detonation wave arise in the continuously detonation combustion chamber, in which the maximum concentration of chemical energy stored in the fuel is reached. This energy is released in the mode of self-ignition at very high local pressures and temperatures in a thin layer of shock-compressed fuel - air mixture. Subsequently, detonation combustion is spontaneously maintained in continuously detonation combustion chambers during the entire operation of the engine.

При работе основной непрерывно - детонационной камеры сгорания, на ее выходе создается неравновесный с неравномерным полем скорости течения газовый поток, с пульсациями давления и температуры, а также возникают две косые ударные волны ПУВ1 и ПУВ2 (Фиг. 4). Пульсирующая ударная волна ПУВ1 идет вверх по потоку, а ПУВ2 - вниз по потоку. Механические воздействия ПУВ1 по пьезогенератору (14) обеспечивают создание электрических импульсов. Пульсирующая ударная волна ПУВ2 идет вместе с газовым потоком вниз в газодинамический успокоитель (30). В результате ввода в успокоитель (30) холодного воздуха из канала (21) через разветвление (16) и смешивания газов в том числе и с помощью ПУВ2 газовый поток приходит в упорядоченное состояние. Такой газовый поток уже можно подавать на сопловой аппарат (11), и далее на лопатки турбины (12), которая вращается и через вал (17) приводит во вращение компрессор (3) и ротор электрической машины (15). Электрическая машина работает в режиме электрогенератора, подзаряжая блок аккумуляторных батарей (13). Кроме того, выходящий из турбины (12) газовый поток, проходя через сопло (22), создает реактивную тягу. При этом холодный воздух, проходящий по каналу (21), осуществляет охлаждение внешней стенки основной непрерывно - детонационной камеры сгорания, а для охлаждения внутренних стенок всех камер сгорания используют жидкое топливо, протекающее в охлаждающих рубашках (6, 24, 18).During operation of the main continuous detonation combustion chamber, a gas stream non-equilibrium with an uneven flow velocity field is created at its output, with pressure and temperature pulsations, and two oblique shock waves PUV1 and PUV2 arise (Fig. 4). The pulsating shock wave PUV1 goes upstream, and PUV2 goes downstream. The mechanical effects of PUV1 through the piezoelectric generator (14) provide the creation of electrical pulses. A pulsating shock wave PUV2, together with the gas flow, goes down into the gas-dynamic damper (30). As a result of introducing cold air into the damper (30) from the channel (21) through branching (16) and mixing the gases, including using PUV2, the gas flow comes into an ordered state. Such a gas stream can already be supplied to the nozzle apparatus (11), and then to the turbine blades (12), which rotates and drives the compressor (3) and the rotor of the electric machine (15) through the shaft (17). The electric machine operates in the mode of an electric generator, recharging the battery pack (13). In addition, the gas stream leaving the turbine (12), passing through the nozzle (22), creates a jet thrust. In this case, cold air passing through the channel (21), cools the outer wall of the main continuously detonation combustion chamber, and liquid fuel flowing in cooling jackets is used to cool the inner walls of all combustion chambers (6, 24, 18).

Для создания суммарной тяги или изменения ее направления используют четыре затурбинные детонационные камеры сгорания (26, 27, 28, 29). При управлении летательным аппаратом летчик ставит РУД в требуемое положение, тем самым направляет в управляющий канал команду, идущую на вход компьютера (19). В соответствии с содержанием полученной команды компьютер формирует сигнал на регуляторы подачи топлива (23). В зависимости от степени открытия регуляторов (23) в охлаждающую рубашку (6), кольцевую охлаждающую полость (18), и в охлаждающие рубашки (24) четырех затурбинных непрерывно - детонационных камер сгорания (26, 27, 28, 29), под давлением подается соответствующее количество топлива, которое через проницаемые матричные форсунки (7, 33) и блоки топливных форсунок (8, 35) поступает в основную и затурбинные (26, 27, 28, 29) непрерывно - детонационные камеры сгорания. Одновременно из компьютера (19) поступает сигнал на четыре управляемые воздушные заслонки (25), которые пропускают воздух в камеры сгорания (26, 27, 28, 29). Созданная в камерах сгорания топливо - воздушную смесь автоматически поджигается, создавая в камерах сгорания газовые потоки, которые на выходе складываясь, увеличивают реактивную тягу двигателя. Возможность с помощью регуляторов подачи топлива (23) и управляемых воздушных заслонок (25) изменять массовый расход газовых потоков в четырех затурбинных непрерывно - детонационных камерах сгорания (26, 27, 28, 29), позволяет не только регулировать общую тягу двигателя, но и управлять в горизонтальной и вертикальных плоскостях направлением вектора тяги.To create a total thrust or change its direction, four turbine detonation combustion chambers are used (26, 27, 28, 29). When controlling the aircraft, the pilot puts the throttle in the desired position, thereby sending a command to the computer input to the control channel (19). In accordance with the content of the received command, the computer generates a signal to the fuel supply regulators (23). Depending on the degree of opening of the regulators (23), a cooling jacket (6), an annular cooling cavity (18), and cooling chambers (24) of four continuously turbine detonation combustion chambers (26, 27, 28, 29) are fed under pressure the corresponding amount of fuel, which, through permeable matrix nozzles (7, 33) and fuel injector blocks (8, 35), enters the main and turbine (26, 27, 28, 29) continuously detonation combustion chambers. At the same time, a signal is sent from computer (19) to four controllable air dampers (25) that pass air into the combustion chambers (26, 27, 28, 29). The fuel created in the combustion chambers - the air mixture is automatically ignited, creating gas streams in the combustion chambers, which, when folded, increase the jet thrust of the engine. The possibility of using the fuel supply regulators (23) and controlled air dampers (25) to change the mass flow rate of gas flows in four continuously turbine detonation combustion chambers (26, 27, 28, 29), allows not only to regulate the general thrust of the engine, but also to control in horizontal and vertical planes the direction of the thrust vector.

Для регулирования массового расхода газа в каждой непрерывно - детонационной камере сгорания создана система управления с отрицательной обратной связью, которая включает управляющие воздействия, компьютер с программой управления, клапаны регулирования подачи топлива или воздуха в непрерывно - детонационные камеры сгорания и датчики давления на выходах затурбинных непрерывно - детонационных камер сгорания. Для увеличения тяги при неизменном направлении движения летательного аппарата пилот с помощью РУД посылает в компьютер сигнал с соответствующими характеристиками. В компьютере полученная информация и информация с датчиков давления на выходе затурбинных непрерывно - детонационных камер сгорания обрабатывается программой, которая формирует команды для изменения на одинаковую величину проходные сечения датчиков подачи топлива в четыре затурбинные непрерывно - детонационные камеры сгорания. В результате детонационного горения во всех камерах сгорания увеличится на одинаковое значение суммарный газовый поток, который приведет к увеличению общей тяги двигателя.To control the mass gas flow rate in each continuously detonating combustion chamber, a negative feedback control system has been created, which includes control actions, a computer with a control program, valves for regulating the supply of fuel or air to the continuously detonation combustion chambers and pressure sensors at the turbine outlet continuously detonation combustion chambers. To increase the thrust with the aircraft moving in the same direction, the pilot sends a signal with the corresponding characteristics to the computer using the throttle control. In the computer, the received information and information from the pressure sensors at the outlet of the turbine continuous - detonation combustion chambers is processed by a program that generates commands for changing the flow sections of the fuel supply sensors into the four turbine continuous - detonation combustion chambers by the same amount. As a result of detonation combustion in all combustion chambers, the total gas flow will increase by the same value, which will lead to an increase in the total engine thrust.

Для изменения направления полета летательного аппарата (Фиг. 3) в горизонтальной плоскости влево пилот с помощью РУД посылает в компьютер сигнал с соответствующими характеристиками. В компьютере полученная информация и информация с датчиков давления на выходе камер сгорания обрабатывается программой, которая формирует команды для уменьшения проходных сечений датчиков подачи топлива в камеры сгорания 27 и 26 и на увеличение проходных сечений датчиков подачи топлива в камеры сгорания 29 и 28. В результате разницы давлений на выходе между камерами сгорания 27, 26 и камерами сгорания 29, 28 газовые потоки камер сгорания, отклоняясь, будут воздействовать на газовый поток, выходящий из основной камеры сгорания отклоняя суммарный газовый поток влево. Чтобы отклонение было на требуемый угол и с максимальной скоростью необходимо мощность основного газового потока, выходящего после турбины, уменьшить до требуемой величины за счет перехода основной детонационной камеры сгорания на более низкий режим работы. Аналогично для поворота в горизонтальной плоскости вправо система управления уменьшит суммарный газовый поток и давление на выходе камер сгорания 27 и 26 и увеличит в камерах сгорания 29 и 28. Для изменения направления полета в вертикальной плоскости изменяются суммарные газовые потоки в камерах сгорания 29, 26 и 28, 27.To change the flight direction of the aircraft (Fig. 3) in the horizontal plane to the left, the pilot sends a signal with the corresponding characteristics to the computer using the throttle control. In the computer, the received information and information from the pressure sensors at the exit of the combustion chambers is processed by a program that generates commands to reduce the flow areas of the fuel supply sensors in the combustion chambers 27 and 26 and to increase the flow areas of the fuel supply sensors in the combustion chambers 29 and 28. As a result of the difference the pressure at the outlet between the combustion chambers 27, 26 and the combustion chambers 29, 28, the gas flows of the combustion chambers, deflecting, will affect the gas flow exiting the main combustion chamber, deflecting the total gas flow to the left. In order for the deviation to be at the required angle and at maximum speed, it is necessary to reduce the power of the main gas stream leaving the turbine to the required value due to the transition of the main detonation combustion chamber to a lower operating mode. Similarly, for turning in the horizontal plane to the right, the control system will reduce the total gas flow and pressure at the exit of the combustion chambers 27 and 26 and increase in the combustion chambers 29 and 28. To change the direction of flight in the vertical plane, the total gas flows in the combustion chambers 29, 26 and 28 , 27.

В настоящее время управление вектором тяги турбореактивного двигателя осуществляют механически путем поворота реактивного сопла с кардановым или шарнирным подвесом. Предлагаемое техническое решение не имеет механического элементов и устройств, обеспечивающих изменения направления вектора тяги, не требуют значительного отбора мощности на управление вектором тяги и при этом имеют минимальную инерционность отклонения суммарного газового потока.At present, the thrust vector of a turbojet engine is controlled mechanically by turning a jet nozzle with a cardan or articulated suspension. The proposed technical solution does not have mechanical elements and devices that provide changes in the direction of the thrust vector, do not require significant power take-off to control the thrust vector, and at the same time have a minimum inertia of the deviation of the total gas flow.

В непрерывно - детонационной камере сгорания создаются две ударные волны, одна из которых идет в сторону вентилятора, а другая в сторону турбины (Фиг. 4). Косую ударную волну, идущую вверх по потоку к вентилятору, не ослабляют, а преобразуют ее механические воздействия в импульсную электрическую энергию. Для этого на входе основной непрерывно - детонационной камеры сгорания, где выходит косая ударная волна, устанавливают кольцевой пьезогенератор, состоящий из двух частей, разделенных буфером. Ту часть пьезогенератора, по которой воздействует ударная волна, выполняют из материала, выдерживающего высокие механические нагрузки, а другая часть состоит из блока пьезоэлектрических элементов, соединенных электрически параллельно. Механические воздействия ударной волны через буфер передаются блоку сегнетоэлектриков, и за счет их ударной деполяризации преобразуются в импульсную электрическую энергию (Фиг. 5).Two shock waves are generated in the continuously detonation combustion chamber, one of which goes towards the fan and the other towards the turbine (Fig. 4). The oblique shock wave traveling upstream to the fan is not attenuated, but its mechanical effects are converted into pulsed electrical energy. For this, an annular piezoelectric generator consisting of two parts separated by a buffer is installed at the inlet of the main continuous detonation combustion chamber, where the oblique shock wave emerges. The part of the piezoelectric generator through which the shock wave acts is made of a material that can withstand high mechanical loads, and the other part consists of a block of piezoelectric elements connected electrically in parallel. The mechanical effects of the shock wave are transferred through the buffer to the block of ferroelectrics, and due to their shock depolarization are converted into pulsed electrical energy (Fig. 5).

Для ослабления ударной волны, идущей вниз по потоку, и снижения неравновесности выходящего из камеры сгорания горячего потока, создают газодинамический успокоитель. Такой успокоитель представляет собой кольцевой канал конечной длины, в котором выполнена кольцевая спиральная дорожка, обеспечивающая смешение газовых потоков.In order to attenuate the shock wave going downstream and reduce the disequilibrium of the hot stream exiting the combustion chamber, a gas-dynamic damper is created. Such a damper is an annular channel of finite length, in which an annular spiral path is made, which ensures the mixing of gas flows.

При сжатии и нагреве газового потока в непрерывно - детонационной камере сгорания происходит ввод энергии в поток - создается его неравновесность, которая характеризуется функцией термодинамического состояния - энтропией потока. При этом в пространстве выходящего газового потока формируется диссипативная структура, с большой энтропией. При введении в диссипативные структуры возмущений, таких как подвод, отвод энергии могут возникать локальные изменения энтропии, (см. Пригожий И., Кондепуди Д., Современная термодинамика. От тепловых двигателей до диссипативных структур, Москва, Мир, 2002 [7]). При введении в неравновесный горячий поток, выходящий из камеры сгорания, холодного воздуха (отвод энергии) происходит локальное уменьшение энтропии, приводящее к повышению полного давления и к упорядоченному состоянию газового потока. Для стабилизации неравновесного газового потока, приведения его к упорядоченному состоянию, воздух из наружного воздушного канала после охлаждения внешней поверхности основной непрерывно - детонационной камеры сгорания разделяется на две части, и одна часть поступает в полость газодинамического успокоителя, а вторая идет на вход четырех за турбинных непрерывно - детонационных камер сгорания. Вращающаяся в газодинамическом успокоителе косая ударная волна увеличивает процесс смешения газовых потоков и при этом существенно ослабляется. Смешанный газовый поток направляется на сопловой аппарат турбины, создавая тягу.When a gas stream is compressed and heated in a continuously detonating combustion chamber, energy is introduced into the stream - its nonequilibrium is created, which is characterized by the function of the thermodynamic state - the entropy of the stream. In this case, a dissipative structure with high entropy is formed in the space of the outgoing gas stream. When perturbations are introduced into dissipative structures, such as supply, energy removal, local changes in entropy can occur (see Prigogy I., D. Kondepudi, Modern thermodynamics. From heat engines to dissipative structures, Moscow, Mir, 2002 [7]). When cold air is introduced into the nonequilibrium hot stream leaving the combustion chamber (energy removal), a local decrease in entropy occurs, which leads to an increase in the total pressure and to an ordered state of the gas stream. To stabilize the nonequilibrium gas flow, bring it into an ordered state, the air from the external air channel after cooling the outer surface of the main continuously detonation combustion chamber is divided into two parts, and one part enters the cavity of the gas-dynamic damper, and the second goes to the inlet of four turbine continuously - detonation combustion chambers. The oblique shock wave rotating in the gas-dynamic damper increases the mixing of gas flows and, at the same time, significantly attenuates it. The mixed gas stream is directed to the turbine nozzle apparatus, creating thrust.

Построение турбореактивного двигателя на основе непрерывно - детонационных камер сгорания обеспечивает двигателю новую структуру и новые свойства, которые отражены в существенных признаках, представленных в способе работы и устройстве турбореактивного двигателя.The construction of a turbojet engine based on continuously detonation combustion chambers provides the engine with a new structure and new properties, which are reflected in the essential features presented in the method of operation and arrangement of the turbojet engine.

При технической реализации предполагаемого изобретения использовались методы трехмерного численного моделирования и экспериментально на стендах исследовалась непрерывно - детонационная камера сгорания для использования в турбореактивных двигателях. Определены условия существования детонационного процесса. Показано, что для получения устойчивого непрерывно - детонационного рабочего процесса в непрерывно - детонационной камере сгорания предпочтительно организовать распределенную подачу жидкого керосина через радиальные отверстия, выполненные под острым углом в ее стенках. Расчеты показали, что с расширенным каналом охлаждения, с удлиненным газодинамическим успокоителем, непрерывно - детонационная камера сгорания позволила в выходном сечении снизить приблизительно на 50% амплитуду установившихся пульсаций статического давления, уменьшить радиальную неравномерность температуры газа перед направляющим аппаратом турбины.In the technical implementation of the alleged invention, methods of three-dimensional numerical simulation were used and experimentally on the stands was studied continuously - detonation combustion chamber for use in turbojet engines. The conditions for the existence of a detonation process are determined. It is shown that in order to obtain a stable continuous detonation working process in a continuously detonation combustion chamber, it is preferable to organize a distributed supply of liquid kerosene through radial openings made at an acute angle in its walls. The calculations showed that with an extended cooling channel, with an elongated gasdynamic damper, the continuous detonation combustion chamber made it possible to reduce the amplitude of steady-state pulsations of static pressure by approximately 50% in the outlet section and to reduce the radial non-uniformity of gas temperature in front of the turbine guiding apparatus.

Аналитические исследования показали, что статическое давление в непрерывно - детонационной камере сгорания на крейсерском режиме оказалось в 1,5-2 раза ниже, чем давление в штатной камере сгорания изделия 99, в результате появилась потенциальная возможность построения одновального двигателя путем исключения из него компрессора высокого давления и турбины высокого давления. Изменения конструкции двигателя не приведет к снижению его тепловой мощности, а наоборот обеспечат существенное повышения тяги.Analytical studies have shown that the static pressure in the continuous-detonation combustion chamber on a cruise mode turned out to be 1.5-2 times lower than the pressure in the standard combustion chamber of product 99, as a result of which there was a potential possibility of constructing a single-shaft engine by excluding the high-pressure compressor from it and high pressure turbines. Changes in the design of the engine will not lead to a decrease in its thermal power, but rather will provide a significant increase in traction.

Предлагаемый турбореактивный двигатель будет иметь высокую тягу и небольшие массогабаритные характеристики, создавать электроэнергию для бортового использования и эффективно управлять величиной и направлением суммарной тяги. Такой ТРД можно будет устанавливать в качестве движителя на перспективных истребителях шестого поколения и на беспилотных аппаратах.The proposed turbojet engine will have high thrust and small weight and size characteristics, create electricity for on-board use and effectively control the magnitude and direction of the total thrust. Such a turbojet engine can be installed as an engine on promising sixth generation fighters and on unmanned aerial vehicles.

Claims

1. A turbojet engine containing a compressor, a main continuous detonation combustion chamber with fuel supply channels, fuel nozzles and a knock initiator, a nozzle apparatus and a turbine, characterized in that for a single-shaft twin-circuit engine, it is equipped with a turbine cavity in which four continuously detonation are located combustion chambers in the form of closed annular sectors, the input of each of which is equipped with a controlled air damper and is connected to the air channel of the external circuit, and the output equipped with pressure sensors, the input of the main continuous detonation combustion chamber is connected to the air channel of the internal circuit, and the bypass ratio of the engine is equal to or greater than unity; at the output of the main continuous detonation combustion chamber there is a gas-dynamic damper, which is an annular channel of finite length, the input of which is communicated with the air channel of the external circuit and with the output of the main continuous detonation combustion chamber, an electric machine is also located on the motor shaft ina connected to the battery pack, to which, in turn, an annular piezoelectric generator is installed, which is installed at the entrance to the main continuous detonation combustion chamber and consisting of two parts separated by a buffer, while one part is made of a material that can withstand high pulsed mechanical loads and the other from the block of piezoelectric elements connected electrically in parallel around the inner surfaces of the main and turbine continuous detonation combustion chambers is set cooling ring shirts, the inlet ends of which are connected to channels having control valves, for supplying liquid fuel under pressure, and their opposite ends are closed tightly, while permeable matrix nozzles and fuel nozzle blocks are installed inside the cooling jackets, and for cooling the outer surfaces of four continuously turbine detonation combustion chambers in places in contact with the hot gas stream exiting the turbine, an annular cooling cavity closed from the end is installed, inside of which there are matrix nozzles and a block of fuel nozzles, for controlling the gas mass flow rate in each continuously detonating combustion chamber, the engine has an automatic control system, which includes a computer electrically connected to the control channel, fuel control valves controlled by air dampers and pressure sensors.

2. The method of operation of a turbojet engine made according to claim 1, including the process of compressing air in a compressor, continuous separate supply of fuel and compressed air to the inlet of the main continuous detonation combustion chamber and air supply to the channel for cooling it, initiating detonation, providing combustion of a fuel-air mixtures, regulation of the unevenness of the temperature field of the gas in front of the turbine with cooling air, the supply of a mixed gas stream to the nozzle apparatus and further to the turbine for its expansion thrust, characterized in that the air from the channel of the external circuit as an oxidizing agent is directed into four turbine continuous detonation combustion chambers, and air is directed from the channel of the internal circuit into the main continuous detonation combustion chamber, while the channel capacity of the external circuit is increased so much so that the bypass ratio of the engine is greater than or equal to unity, the ring cooling jackets are used to supply under pressure through the matrix nozzles and blocks of fuel nozzles liquid fuel into the main and turbine continuous detonation combustion chambers, while cooling their internal surfaces, and to close the outer surfaces of the four turbine continuous detonation combustion chambers in places in contact with the hot gas stream exiting the turbine, an annular cooling ring closed from the end the cavity, which is filled with liquid fuel under pressure and through the matrix nozzle and the block of fuel nozzles feed fuel to the lower part of the turbine continuous detonation chamber combustion periodic mechanical effects on pezogeneratoru oblique shock wave coming from the main continuously detonation combustor is used to prepare pulsed electric power fed to the battery unit, and for controlling the gas mass flow in each continuously-detonation combustor using an automatic control system.