Главная » Детонационные двигатели. Конструктивные особенности

Детонационные двигатели. Конструктивные особенности

Благодаря тому, что в детонационном двигателе (ДД) сжигание топлива происходит в ударных волнах примерно в 100 раз быстрее, чем при обычном медленном горении (дефлаграции), этот тип двигателя теоретически отличается рекордной мощностью, снимаемой с единицы объема. У ДД имеются и иные преимущества. Например, в ходе цикла детонационного горения температура сгорания очень высокая. Но скорость сгорания также очень большая и окислы азота не успевают образоваться, поэтому детонационные двигатели потенциально являются экологически чистыми. Проще решается задача охлаждения стенок камеры сгорания.

Применение детонационного горения дает ощутимые преимущества и в жидкостном ракетном двигателе (ЖРД), типичное давление в камере сгорания, которого — более 200 атм. Чтобы обеспечить аналогичные условия сжигания топлива в ударных волнах, компоненты топлива нужно подавать под давлением не более 10 атм, что позволяет отказаться от использования турбонасосных агрегатов и усиленных трубопроводов.

В настоящее время «ВНХ-Энерго» ведет разработки алгоритмов, математических моделей, методик проектирования и расчета целого семейства технологий и узлов перспективных детонационных двигателей.

Для проведения испытаний и исследований экспериментальных образцов разрабатываются соответствующие методики и программы, ведутся разработки стендов – демонстраторов технологий.

Попытки перехода от термодинамического цикла Брайтона сжигания топлива при постоянном давлении к более эффективному циклу Хамфри сжигания при постоянном объеме предпринимаются уже более 100 лет. Примером устройства, реализующего преимущества цикла Хамфри, является пульсирующий воздушно- реактивный двигатель (ПуВРД). Сегодня ПуВРД применяются, главным образом, на дешевых беспилотных летательных аппаратах (БПЛА), что объясняется их простотой. Идея создания ПуВРД была запатентована в 1906 г. русским инженером В.В. Караводиным. В 1930 г. Паулем Шмидтом для ПуВРД была предложена одноклапанная камера сгорания резонансного типа. Впоследствии она была применена на беспилотных самолетах-снарядах «V-1». Значительный вклад в решение проблемы создания ПуВРД был внесен Б.С. Стечкиным.

Во время первого такта цикла работы камера двигателя заполняется топливо- воздушной смесью. На втором такте происходит её воспламенение. Во время третьего такта фронт горения пробегает по камере сгорания, поднимая давление в ней при постоянном объеме. На четвертом такте рабочая среда расширяется и совершает работу. На пятом и шестом такте камера продувается свежим воздухом.

Несмотря на высокий КПД собственно сжигания топлива общая полезная работа у ПуВРД обычно существенно ниже, чем у традиционных ГТД. Причина заключается в том, что сжатие топливно-воздушной смеси происходит в простых изоэнтропических волнах сжатия, имеющих достаточно большую протяженность. В результате, частота следования импульсов у ПуВРД низкая и общий механический КПД — невысокий. Детонационные двигатели реализуют термодинамический цикл, подобный циклу Хамфри. Ниже рассмотрены основные типы конструкций детонационных двигателей и тенденции их развития.

Импульсно-детонационные двигатели

Логическим развитием идей ПуВРД являются импульсно-детонационные двигатели, в которых волны сжатия заменены ударными волнами. Следует отметить, что классическим PDE, несмотря на высокую термодинамическую эффективность в единичной пульсации, присущи все недостатки, характерные для пульсирующих воздушно-реактивных двигателей: низкая частота следования ударных волн и, как следствие, низкая интегральная тяговая эффективность.

В простейшем случае PDE представляет собой трубу, заполненную смесью топлива и окислителя [1]. Детонация смеси инициируется в начале каждого цикла при помощи достаточно мощного источника энергии. Частота импульсов изменяется от 10 до 100 Гц. На закрытом конце устанавливаются инжекторы для подачи горючего и окислителя. После заполнения трубы смесью детонация инициируется на закрытом или открытом конце трубы. Давление продуктов детонации на закрытый конец трубы производит тягу. Сопло в ряде случае вообще не нужно. Скорость детонационного поршня на два порядка превышает скорость нормального горения. Частота циклов варьируется путем независимого инициировании детонации контролируемой системой зажигания.

После поджига смеси переход горения в детонацию происходит на значительном расстоянии от закрытого торца трубы, а скорость детонационной волны не сразу достигает значения, соответствующего скорости установившейся детонации Чепмена-Жуге [2, 3]. Смешение топлива и окислителя происходит не мгновенно, в связи с чем требуется принятие специальных мер для уменьшения пути смешения.

Отличие реального цикла PDE от идеального состоит в том, что труба не полностью заполняется горючей смесью, а инициирование детонации не является мгновенным и требует некоторого времени. Максимальный уровень давления и скорости детонации оказываются ниже, чем в идеальном цикле. Опустошение трубы от продуктов сгорания также требует некоторого времени, в связи с чем в начале следующего цикла часть продуктов сгорания остается в трубе и разбавляет горючую смесь, ослабляя интенсивность детонационной волны следующего цикла.

Кроме того, детонационным двигателям, созданным на основе традиционных детонационных труб, свойственны низкая частота пульсаций (до 100 Гц), в результате, время, в течение которого происходит сжигание топлива, по сравнению с характерным временем цикла, мало. Таким образом, несмотря на высокий КПД собственно детонационного сжигания топлива общий интегральный КПД PDE низкий.

Квазистационарная и двумерная нестационарная модели, предназначенные для изучения рабочего цикла пульсирующего детонационного двигателя, сформулированы в работе Митрофанова [4]. Получена формула для удельного импульса, и выполнен расчет тяговых характеристик двигателя. При полетных числах Маха до 3.6 и степенях сжатия до 80 тяговые характеристики двигателя оказываются выше, чем у прямоточного воздушно-реактивного двигателя с дозвуковым горением. При повышении степени сжатия преимущество пульсирующего детонационного двигателя постепенно уменьшается.

Подробные исследования инициирования и поддержания детонации в PDE, работающем на углеводородном топливе, выполнены в работах [5, 6, 7]. Создание самоподдерживающейся детонационной волны требует сокращения дистанции, на которой происходит переход от медленного горения к детонации (Deflagration to Detonation Transition, DDT). DDT в газовых смесях изучается во многих работах [8, 9, 10, 11]. Для ускорения перехода в трубе размещаются спирали и препятствия, приводящие к интенсификации процессов турбулентного переноса, а также делается перфорация стенок.

Размеры пульсационных двигателей изменяются в широких пределах, а их функционирование допускается как при малых, так и при высоких числах Маха. Сложность конструкции состоит в необходимости быстрого заполнения камеры сгорания смесью топлива и окислителя и быстрого освобождения трубы от продуктов сгорания. Потери на теплообмен и трение обычно учитываются при детонации в достаточно длинных трубах. В частности, при отношении длины к диаметру L/D=50 удельный импульс составляет около 90% от теоретического значения [12].

Основная задача на современном этапе — разработка двигателей с высокой частотой следования ударных волн в камере сгорания.

Одним из самых простых вариантов решения этой проблемы представляется переход от одной детонационной трубы к многотрубному блоку (рисунок 1).

Рисунок 1 — Модель многотрубного PDE

При такой схеме двигателя во всех детонационных камерах циклически повторяется одинаковая последовательность процессов. Фазовый сдвиг процессов в разных детонационных камерах позволяет снижать пульсации реактивной тяги и шумовые эффекты.

Альтернативным направлением являются резонаторные двигатели. В работе В.А.Левина [13] дается описание устройства, в котором отсутствуют механические клапаны и управляемая система зажигания. Пульсирующий процесс осуществляется за счет возбуждения резонансных высокочастотных колебаний в газодинамическом резонаторе (рисунок 2), периодически заполняемом топливовоздушной смесью, а выделение тепла происходит в пересжатых детонационных волнах, формируемых в резонаторе [14]. На основе модельных испытаний в Институте механики МГУ и НТЦ им. А. Люльки выполнена оптимизация геометрических размеров и параметров устройства.

Рисунок 2 — Тяговый модуль

Ротационно-детонационные двигатели

Двигатели с непрерывной периодической (волновой) детонацией (CDWE) или ротационные детонационные двигатели (RDE), работающие не в пульсирующем, а в непрерывном режиме, являются альтернативой PDE. Видимо, идея запустить детонационную волну по кругу первому пришла в голову Николсу [15]. Он предложил конструкцию реактивного двигателя, состоящего из двух коаксиальных цилиндров (рисунок 3). С торца в зазор между цилиндрами подается топливная смесь 1, продукты сгорания 2 удаляются с другого торца. В начальный момент времени инициируется детонационная волна 3, которая начинает движение по кругу (→D) между двумя цилиндрами. Волна поджигает свежую топливную смесь 4, которая детонирует и сгорает в коаксиальном зазоре 5. Свежая топливная смесь и образующиеся продукты сгорания отделены от инертной среды тангенциальным разрывом 6. Взаимодействие детонационной волны с тангенциальным разрывом приводит к образованию косой ударной волны 7, которая увлекает за собой продукты сгорания в стороны выхода из двигателя. Истечение продуктов сгорания приводит к образованию реактивной тяги.

Рисунок 3 — Схема RDE Николса

Для поддержания стационарной детонационной волны требуется формирование смеси топлива и окислителя до того, как детонационная волна совершит полный оборот. В отличие от PDE, отпадает необходимость инициирования детонации в начале каждого цикла.

В Институте гидродинамики СО РАН были проведены серийные эксперименты и Б.А.Войцеховским получена устойчивая ротационная детонации [16] (в качестве топлива использовался керосин). На основе результатов этих экспериментов предложена концепция ротационного двигателя Войцеховского [17], который представлял собой диск с цилиндрической канавкой, накрытый сверху прозрачным стеклом. Топливная смесь подавалась через центральный канал, а продукты сгорания удалялись с периферии (рисунок 4). В ходе экспериментов выяснилось, что схема ударно-волновой структуры, предложенная Николсом, неверна. Сгорание происходит не в прямой детонационной волне, а в последовательности двух тройных конфигураций ударных волн (рисунок 4).

Рисунок 4 — Реальная ударно-волновая структура в ротационном детонационном двигателе

Моделирование детонации в каналах с выпуклыми и вогнутыми стенками проводится в работах [18, 19], а экспериментальное исследование детонации в криволинейных каналах — в работе [20]. Наиболее детальные численные исследования качественной картины ротационной детонации выполнил Давиденко [21, 22]. Они выявили чрезвычайно сложную структуру течения (рисунок 5), напоминающую двухмерную схему Войцеховского (рисунок 4) и совершенно отличающуюся от схемы Николса (рисунок 3, 5a).

Рисунок 5 — Идеальная (a) и реальная (b) картина течения в RDE Николса

В идеальной схеме Николса (рисунок 5а) свежая топливная смесь 1 (голубой цвет) подается в кольцевой зазор через торец 2 и детонирует на прямой ударной волне 3, высота которой h в точности равняется толщине слоя свежей непрореагировавшей топливной смеси 4. Продукты детонации (красный цвет) увлекаются косой ударной волной 5 в сторону выхода из двигателя 6.

Реальная картина течения (рисунок 5b) существенно сложнее. Лидирующие ударные волны 3 на самом деле косые, в зависимости от соотношения внутреннего и внешнего диаметра они могут отражаться от внутренней поверхности регулярным образом или с образованием ножки Маха. Во втором случае быстрое горение происходит только на ножках Маха. В течении присутствуют также вторичные ударные волны, образующиеся в результате взаимодействия косых ударных волн с пограничными слоями на стенках.

В зависимости от длины камеры сгорания L, давления, массового расхода смеси и состава смеси наблюдаются различные режимы детонации [23]. Для устойчивости режима детонации требуется, чтобы смесь топлива и окислителя занимала некоторую длину l (или объем), большую критической длины l✱. В случае достаточно большой камеры сгорания и большого массового расхода смеси имеет место устойчивый режим детонации. Малые камеры сгорания и малые массовые расходы смеси приводят к флуктуациям детонации.

В идеальной схеме Николса (рисунок 5а) свежая топливная смесь 1 (голубой цвет) подается в кольцевой зазор через торец 2 и детонирует на прямой ударной волне 3, высота которой h в точности равняется толщине слоя свежей непрореагировавшей топливной смеси 4. Продукты детонации (красный цвет) увлекаются косой ударной волной 5 в сторону выхода из двигателя 6.

Реальная картина течения (рисунок 5b) существенно сложнее. Лидирующие ударные волны 3 на самом деле косые, в зависимости от соотношения внутреннего и внешнего диаметра они могут отражаться от внутренней поверхности регулярным образом или с образованием ножки Маха. Во втором случае быстрое горение происходит только на ножках Маха. В течении присутствуют также вторичные ударные волны, образующиеся в результате взаимодействия косых ударных волн с пограничными слоями на стенках.

Большой объем экспериментальных и расчетных исследований ротационной детонации выполнен последователями Войцеховского Быковским, Жданом и Ведерниковым [24, 25, 26]. Изучены самые разные топливные композиции, схемы подачи топлива, методы визуализации течения. Это позволило предложить концепцию ротационного детонационного двигателя — демонстратора [27].

На практике находят применение камеры сгорания не только цилиндрического типа, но и камеры сгорания в форме диска, двух конусов и более сложной формы. В работе М.Хишиды и П.Волански [28; 2009] предлагается компоновка ротационного двигателя с раздельной подачей подготовленного воздуха и водорода с образованием ротационной детонационной волны не на цилиндрической поверхности, а на конусе. Использование различных углеводородных топлив рассматривается в работе [29], а результаты численных расчетов сравниваются с данными, полученными для водорода [30].

Результаты численного моделирования детонационных процессов в камерах сгорания цилиндрической формы также приводятся в работах [31], [32], [33], [34], [35, 36, 37].

Численное моделирование проводится с использованием нестационарных уравнений Эйлера в двух- (зазор между цилиндрами много меньше их диаметров и длины камеры сгорания) или трехмерном приближении, пренебрегая эффектами вязкости. В расчетах находят применение как упрощенные, так и подробные модели химической кинетики. В некоторых работах используется достаточно подробная сетка (размер ячеек составляет 100-250 мкм), позволяющая разрешить структуру фронта детонационной волны.

Расчеты чаще всего проводятся для смеси кислорода и водорода, что обусловливается хорошо известным механизмом горения водорода.

Влияние геометрии камеры сгорания на распространение детонационной волны рассматривается в трехмерном приближении, что позволяет выявить структуру потока в радиальном направлении. В случае достаточно узкого зазора между цилиндрами течение в радиальном направлении является слабым.

При увеличении ширины зазора между цилиндрами удельный импульс остается практически постоянным, а реактивная сила возрастает по линейной зависимости.

Изменение длины камеры сгорания приводит к возникновению не только регулярного, но и маховского отражения ударной волны от поверхности внутреннего цилиндра, причем высота ножки Маха увеличивается при увеличении длины камеры сгорания. При этом удельный импульс и реактивная силы изменяются в довольно узком диапазоне. Увеличение длины камеры сгорания вызывает уменьшение осевой скорости продуктов сгорания и изменяет структуру ударно-волной конфигурации потока вблизи переднего торца камеры сгорания.

Тяга RDE сравнительно слабо зависит от формы сопла. Наибольшая тяга достигается естественно с соплом Лаваля.

Несмотря на более, чем 40-летнюю историю исследований CDE и RDE, результаты фактически остались на уровне 1964 г. Доля детонационного горения не превышает 15% от объема камеры сгорания. Остальное — медленное горение в условиях далеких от оптимальных. В результате, удельный расход топлива на единицу тяги оказывается на 30-40% выше, чем у двигателей традиционных схем. Выходом из данного положения является использование для организации непрерывной детонации оптимальных тройных ударно-волновых структур.

Двигатели со стационарной детонацией

Принципиальную схему двигателя со стационарной детонацией (Standing Detonation Wave Engine, SDWE) предложил Данлэп [38]. Топливо инжектируется в сверхзвуковой поток, а детонационная волна стабилизируется клином или каким-либо другим способом. Продукты горения расширяются в сопле и производят реактивную тягу. Схема двигателя с формированием косой ударной волны (detonation-driven ramjet, dramjet) показана на рисунке 6.

Рисунок 6 — Схема прямоточного воздушно-реактивного двигателя с косой детонационной волной

Результаты численного моделирования, полученные в работах [39], [40], показывают, что приведенные схемы двигателей с формированием стационарных детонационных волн оказываются работоспособными при числах Маха стационарного полета порядка 5-7. Диапазон возможных чисел Маха делает применение двигателей данного типа ограниченным.

Можно ли создать такие условия, чтобы горение за системой стационарных скачков уплотнения было также стационарным. Задача решается [41], например, тем, что в проточной части камеры сгорания (рисунок 7a) создают систему симметричных наклонных падающих ударных волн, при этом в центральной части поперечного сечения камеры сгорания в результате взаимодействия этих волн друг с другом формируется пересжатая детонационная волна — ножка Маха, регулируемая как по высоте, так и по месту положения ее в проточной части камеры сгорания. Во фронте сформированной детонационной волны происходит детонационное сжигание смеси.

1-фюзеляж, 2 и 3, клинья с изменяемым углом наклона, 4 — неподвижная стенка камеры сгорания, 5 подвижная стенка камеры сгорания, 6 сопло, Bθ — угод наклона поверхности клина 2, a — падающие косые скачки уплотнения, b — ножка Маха, с — тройная точка, d — исходящая из тройной точки с отраженная волна, е — контактный разрыв, разделяющий течение в проточной части камеры сгорания на две области, f — поток высокотемпературных продуктов детонации, идущей в ножке Маха b, g- поток непрореагировавшей «холодной» газовой смеси.

Рисунок 7 — Схема прямоточного воздушно-реактивного двигателя с прямой детонационной волной

На рисунке 7b показана структура течения в камере сгорания (представлена только верхняя ее часть) для модельного расчета течения стехиометрической водородно-кислородной смеси. Число Маха потока на входе в камеру сгорания составляло М =5.5, статическое давление в потоке равнялось 0.2 атм.

В зависимости от числа Маха полета расход топлива должен быть таким, чтобы для образовавшейся топливо-воздушной смеси число Маха детонационной волны Чепмена-Жуге (М=МCJ) было меньше, чем число Маха потока (М) этой смеси во входном сечении камеры сгорания. Результаты расчетов показали, что формирование стационарной ножки Маха возможно, начиная со значений М=3.15, и величины соотношения М/МCJ=1,04 и больше. Режимы работы двигателя SDWE в зависимости от числа Маха полета, угла клина θ и числа косых скачков уплотнения (Ν-1,2,3) перед волной «a» приведены на рисунке 8.

PDW — пульсирующая детонационная волна, PSW — пульсирующая ударная волна, SDW — стационарная детонационная волна, SSW — стационарная ударная волна

Рисунок 8 — Режимы работы SDWE

При небольшой интенсивности косых волн (небольшие числа Маха или небольшие углы клина) детонация не возникает. Граница детонационных режимов показана на рисунке 8 красной линией. Нестационарные режимы детонации (PDW) отделены от стационарных режимов (SDW) переходной зоной, обозначенной на рисунке 8 зелеными линиями. Для устойчивой работы параметры SDWE (угол клина и число Маха) должны соответствовать области правее и выше синей линии.

Работы над SDWE в России ведутся в ИТПМ и ЦИАМ. Математическая модель работы SDWE в пульсирующем режиме описана в работе [42].

Заключение

Рассмотрены термодинамические основы и особенности конструкции детонационных двигателей основных типов: импульсных, ротационных и прямоточных с неподвижными детонационными волнами. Анализ ранее выполненных научных работ позволяет сделать следующие выводы о текущем состоянии исследований:

  • в ротационных детонационных двигателях, построенных по схеме Николса или Войцеховского, доля детонационного горения не превышает 15%, от объема, а в остальной части камеры сгорания осуществляется медленное горение в присутствии ударных волн, что приводит к неприемлемым потерям полного давления. В результате удельные параметры оказываются существенно ниже, чем у традиционных двигателей, работающих по циклу Брайтона.
  • идеализация ударно-волновой структуры, в которой происходит горение в детонационной камере сгорания, когда считается, что детонация происходит во фронте прямой ударной волны, не соответствует реальности даже приблизительно. В ротационных двигателях ударно-волновая структура представляет собой две последовательно следующие друг за другом тройные конфигурации ударных волн. При распространении детонации в трубе фронт также не является плоским, а представляет собой нестационарную непрерывно трансформирующуюся совокупность тройных конфигураций ударных волн.
  • самоподдерживающаяся детонация характеризуется наименьшей степенью сжатия топливной смеси, а для построения эффективного теплового двигателя степень сжатия должна быть максимально возможной, следовательно, необходимо использовать пересжатую детонацию.
  • в PDE актуальной остается задача иницирования детонации и обеспечения следования ударных волн с заданной частотой.
  • прямой расчет нестационарных течений с ударными и детонационными волнами в распространенных коммерческих пакетах, построенных на стандартных разностных схемах, затруднен из — за сильного «размазывания» ударных волн в схемах первого порядка точности и нефизичных осцилляция на ударных волнах в схемах второго порядка точности. Кроме того, при построении моделей турбулентности используется осреднение по времени исходных уравнений Навье-Стокса, описывающих течение вязкого газа, что делает невозможным с методической точки зрения расчет нестационарных ударно-волновых процессов с относительно высокой частотой. Следовательно, необходимо разработать вычислительный пакет, основанный на разностных схемах высокого порядка, устойчивых на газодинамических разрывах.

Из сказанного выше следуют выводы, позволяющие сформулировать основные направления исследований:

Исследование детонационных процессов в ротационных двигателях с цилиндрической формой камеры сгорания:

  • распространение детонационной волны, случаи регулярного и нерегулярного отражения от стенки (в зависимости от геометрии);
    влияние геометрии камеры сгорания на картину детонации и удельный импульс (относительный зазор между цилиндрами, длина камеры, радиус внутреннего цилиндра);
  • газодинамическое инициирование процессов горения и детонации в каналах с различной геометрией. Взаимодействие ударной волны с вогнутой сферической полостью. Исследование воспламенения горючих смесей при ударно-волновом воздействии.

Инициирование детонации при помощи импульсного лазерного излучения в газовых и газодисперсных смесях. Исследование зависимости порога возбуждения детонации от состава смеси, давления, параметров лазерного импульса. Влияние характеристик дисперсной фазы на снижение порога пробоя по сравнению с чистым газом.

Отработка численного моделирования перехода горения в детонацию (Deflagration to Detonation Transition, DDT):

  • Применение средств численного моделирования, основанных на вихреразрешающих подходах к моделированию турбулентности (Large Eddy Simulation, LES),
  • Исследование DDT в конкретных геометрических конфигурациях.
  • Сравнение с данными, полученными на основе решения осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье-Стокса, замкнутых при помощи дифференциальных моделей турбулентности.

Список литературы

  1. Nichols J.A., Wilkmson H.R., Morrison R. B., 1957. Intermittent detonation as a Trust-Producing Mechanism. Jet Propulsion, 21: 534–41.
  2. Levin V.A., Smekhov G.D., Tarasov A.I., Khmelevsky A. N., 1998. Calculated and experimental study of pulsing detonation in engine model. Moscow State University preprints, 42-98.
  3. Eidelman S., Grossman W., 1992. Pulsed detonation engine: experimental and theoretical review. Proceedings of 28th Joint Propulsion Conference and Exhibit (AIAA, Nashville), pp: 92–3168. http://arc.aiaa.org/doi/abs/10.2514/6.1992-3168
  4. Mitrofanov V.V., Zhdan S. A., 2004. Thrust Performance of an Ideal Pulse Detonation Engine. Combustion, Explosion and Shock Waves, 40(4): 380–85. http://link.springer.com/article/10.1023%2FB%3ACESW.0000033559.75292.8e. DOI: 10.1023/B:CESW.0000033559.75292.8e
  5. Schauer F.R., Miser C.L., Tucker K.C., Bradley R.P., Hoke J. L., 2005. Detonation initiation of hydrocarbon-air mixtures in a pulsed detonation engine. Proceedings of 43rd AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit (Reno), pp: 2005–1343. http://arc.aiaa.org/doi/abs/10.2514/6.2005-1343
  6. Schauer F., Stutrud J., Bradley R., 2001. Detonation initiation studies and performance results for pulsed detonation engine applications. Proceedings of 39th Aerospace Sciences Meeting and Exhibit (Reno), pp: 2001–1129. http://arc.aiaa.org/doi/abs/10.2514/6.2001-1129
  7. Ting J.M., Bussing T.R.A., Hinkey J. B., 1995. Experimental characterization of the detonation properties of hydrocarbon fuels for the development of a Pulse Detonation Engine. Proceedings of 31st Joint Propulsion Conference and Exhibit (AIAA, San Diego), pp: 95–3154. http://arc.aiaa.org/doi/abs/10.2514/6.1995-3154
  8. Helman D., Shreeve R.P., Eidelman S., 1986. Detonation pulse engine. AIAA Paper, 86–1683.
  9. Eidelman S., Grossman W., 1992. Pulsed detonation engine: experimental and theoretical review. Proceedings of 28th Joint Propulsion Conference and Exhibit (AIAA, Nashville), pp: 92–3168. http://arc.aiaa.org/doi/abs/10.2514/6.1992-3168
  10. Yageta J., Shimada S., Matsuoka, 2011. Combustion wave propagation and detonation initiation in the vicinity of closed-tube end walls. Proceedings of the Combustion Institute, 33(2): 2303–10. http://www.sciencedirect.com/science/article/pii/S1540748910003147
  11. Zhukov V.P., Starikovskii A. Yu., 2005. Deflagration-to-detonation control by non-equilibrium gas discharges and its applications for pulsed detonation engine. Proceedings of 43rd AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit (Reno), pp: 11. http://arc.aiaa.org/doi/abs/10.2514/6.2005-1196
  12. Kawane K., Shimada S., Kasahara J., Matsuo A., 2011. The influence of heat transfer and friction on the impulse of a detonation tube. Combustion and Flame, 158(10): 2023–36. http://www.sciencedirect.com/science/article/pii/S001021801100071X
  13. Levin V.A., Nechaev Yu.I., Tarasov A. I., 2001. A new approach to organization of pulse detonation engine working process. Russian Journal of Physical Chemistry B, 20(6): 90–98.
  14. Larionov S.Yu., Nechaev Yu.N., Mokhov A. A., 2007. Research and analysis of the “cold” purging of high frequency pulse detonation engine traction unit. Bulletin of the Moscow Aviation Institute, 14(4): 36–41. http://www.mai.ru/upload/iblock/713/7135f9136639bff22a244b30ab923235.pdf
  15. Nicholls J.A., Wilkmson H.R., Morrison R. В., 1957. Intermittent detonation as a thrust-producing mechanism. Jet Propulsion, 21: 534–41.
  16. Vojcehovskij B.V., 1959. Stationary detonation. USSR Academy of Science reports, 129(6): 1251–56.
  17. Vojcehovskij B.V., Mitrofanov V.V., Topchiyan M. E., 1963. The Structure of the Detonation Front in Gases.
  18. Lee S., Cho D.-R., Choi J. Y., 2008. Effect of curvature on the detonation wave propagation characteristics in annular channels. Proceedings of 46th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit (Reno), pp: 2008–2988. http://arc.aiaa.org/doi/abs/10.2514/6.2008-988
  19. Pan Z., Fan B., Zhang X., Gui M., Dong G., 2011. Wavelet pattern and self-sustained mechanism of gaseous detonation rotating in a coaxial cylinder. Combustion and Flame, 158(11): 2220–28. http://www.sciencedirect.com/science/article/pii/S0010218011001027
  20. Nakayama H., Moriya T., Kasahara J., Matsuo A., 2012. Stable detonation wave propagation in rectangular-cross-section curved channels. Combustion and Flame, 159(2): 859–69. http://www.sciencedirect.com/science/article/pii/S0010218011002355
  21. Davidenko D., Gökalp I., Falempin F., 2011. Theoretical performance of rocket and turbojet engines operating in the continuous detonation mode. Proceedings of 4th European Conference for Aerospace Sciences (EUCASS) pp: 8. http://eucass2011.conferencecenter.ru/cs/upload/gF76bMq/papers/papers/1152-1801-1-RV.pdf
  22. Davidenko D., Gökalp I., Kudryavtsev A., 2008. Numerical study of the continuous detonation wave rocket engine. Proceedings of 15th AIAA international space planes and hypersonic systems and technologies conference (Dayton),. http://arc.aiaa.org/doi/abs/10.2514/6.2008-2680
  23. Kindracki J., Wolański P., Gut Z., 2011. Experimental research on the rotating detonation in gaseous fuels–oxygen mixtures. Shock Waves, 21(2): 75–84. http://link.springer.com/article/10.1007%2Fs00193-011-0298-y. DOI: 10.1007/s00193-011-0298-y
  24. Bykovsky F.A., Zhdan S.A., Vedernikov E. F., 2010. Continuous spin detonation of hydrogen-air mixture with the addition of air in the mixing zone and products. Combustion, Explosion, and Shock Waves, 1: 60–68. http://sibran.ru/journals/issue.php?ID=120256
  25. Bykovsky F.A., Zhdan S.A., Vedernikov E. F., 2006. Continuous spin detonation of the fuel-air mixtures. Combustion, Explosion, and Shock Waves, 4: 107–15. http://sibran.ru/upload/iblock/115/115d3a1875f62d79fe04e221857ab46c.pdf
  26. Bykovsky F.A., Zhdan S.A., Vedernikov E. F., 2013. Reactive thrust during continuous detonation in the mode of air ejection. Combustion, Explosion, and Shock Waves, 2: 71–79. http://www.sibran.ru/journals/issue.php?ID=148380&ARTICLE_ID=148389
  27. Falempin F., Daniau E., Getin N., Bykovskii F., Zhdan S., 2006. Toward a continuous detonation wave rocket engine demonstrator. Proceedings of 4th AIAA/AHI Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference
  28. Hishida M., Fujiwara T., Wolanski P., 2009. Fundamentals of rotating detonations. Shock Waves, 19(1): 1–10. http://link.springer.com/article/10.1007%2Fs00193-008-0178-2
  29. Schwer D., Kailasanath K., 2013. Fluid dynamics of rotating detonation engines with hydrogen and hydrocarbon fuels. Proceedings of the Combustion Institute, 34(2): 1991–98. http://www.sciencedirect.com/science/article/pii/S1540748912000478
  30. Schwer D., Kailasanath K., 2011. Numerical investigation of the physics of rotating-detonation-engines. Proceedings of the Combustion Institute, 33(2): 2195–2202. http://www.sciencedirect.com/science/article/pii/S1540748910003159
  31. Schwer D., Kailasanath K., 2010. Numerical Investigation of Rotating Detonation Engines. Proceedings of 46th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference (Nashville), pp: 15. http://arc.aiaa.org/doi/abs/10.2514/6.2010-6880
  32. Shaoa Y-T., Liua M., Wang J. P., 2010. Numerical investigation of rotating detonation engine propulsive performance. Combustion Science and Technology, 182(11-12): 1586–97. http://www.tandfonline.com/doi/abs/10.1080/00102202.2010.497316#.VRLHviluE1c
  33. Tsuboi N., Eto K., Hayashi A. K., 2007. Detailed structure of spinning detonation in a circular tube. Combustion and Flame, 149(1-2): 144–61. http://www.sciencedirect.com/science/article/pii/S0010218006002823
  34. Uemura Y., Hayashi A.K., Asahara M., 2013. Transverse wave generation mechanism in rotating detonation. Proceedings of the Combustion Institute, 34(2): 1981–89. http://www.sciencedirect.com/science/article/pii/S1540748912003094
  35. Zhou R., Wang J., 2012. Numerical investigation of flow particle paths and thermodynamic performance of continuously rotating detonation engines. Combustion and Flame, 159(12): 3632–45. http://www.sciencedirect.com/science/article/pii/S0010218012002088
  36. Zhou R., Wang J. P., 2013. Numerical investigation of shock wave reflections near the head ends of rotating detonation engines. Shock Waves, 23(5): 461–72. http://link.springer.com/article/10.1007%2Fs00193-013-0440-0
  37. Zhou R., Wang J., Wu D., 2012. Three-dimensional Phenomenon of Continuously Rotating Detonation Engines. Proceedings of 7th International Conference on Computational Fluid Dynamics (ICCFD7) (Hawaii), pp: 6. http://www.iccfd.org/iccfd7/assets/pdf/papers/ICCFD7-4004_paper.pdf
  38. Dunlap R., Brehm R.L., Nicholls J. A., 1958. A preliminary study of the application of steady-state detonative combustion to a reaction engine. Jet Propulsion, 28: 451–56.
  39. Cambier J.L., Adelman H., Menees G. P., 1990. Numerical simulations of an oblique detonation wave engine. Journal of Propulsion and Power, 6(3): 315–23. http://arc.aiaa.org/doi/abs/10.2514/3.25436?journalCode=jpp. DOI: 10.2514/3.25436
  40. Jeung I.S., Choi J.Y., Yoon Y., 1998. Numerical study of scram accelerator starting characteristics. AIAA Journal, 36(6): 1029–38. http://arc.aiaa.org/doi/abs/10.2514/2.476. DOI: 10.2514/2.476
  41. Ivanov M.S., Kudryavtsev A.N., Trocyk A.V., Fomin V.M. A way of detonation combustion regime organizing in the combustion chamber of a supersonic ramjet engine. ITPM. Russian Federation patent 2285143.
  42. Alexandrov V.G., Vedeshkin G.K., Kraiko A.N., et al. Supersonic pulse detonation ramjet engine and a method of its operating. Patent of the Russian Federation for the invention