No abstract

The results of the development of a new generation pulsating engine – an ejector dual-circuit PuVRD capable of under certain conditions going into detonation combustion mode are presented. It is assumed that in the engines of this type, having a double bend duct, the transition to detonation combustion is performed by precessing vortex core separation zone. The possible cause of the failure of the self-oscillating process during the transition to detonation combustion mode is analyzed.

The idea of realization of the detonative combustion cycle in pulse jet engines appeared many years ago but in fact, it has not been realized in practice yet. Most investigations Óarried out both in our country and abroad have not been brought up to practical use because of various challenges. In most cases, technology demonstrator are described where the process of cyclic detonation is studied. But there are no engines which could realize detonative combustion of regular fuel in incoming air. As a rule, well known constructions need the controlled system of high-pressure fuel supply and fuels of special type.

В 1960-х гг. Глухарёвым Е. М. был разработан эжекторный пульсирующий воздушно-реактивный двигатель (ПуВРД) с целью его применения для вращения вертолетного винта. Взяв за основу эту конструкцию двигателя, авторы развили ее дальше. В итоге был сделан двухконтурный эжекторный ПуВРД, способный в некоторых случаях переходить в режим, близкий к циклической детонации или квазидетонации и работать в области сверхзвуковых скоростей. В статье вкратце описан принцип работы двигателя с механизмом перехода в режим циклической детонации и один из эффективных методов форсирования его за счет осуществления частичной конверсии топлива, совершаемой в процессе рабочего цикла двигателя при работе на дефлаграционном горении.

No abstract