Прямоточний повітряно-реактивний двигун, що містить детонаційну камеру, і літальний апарат, який містить такий прямоточний повітряно-реактивний двигун

Реферат: Винахід належить до прямоточного повітряно-реактивного двигуна, який містить детонаційну камеру, і до літального апарата, який містить такий прямоточний реактивно-повітряний двигун. Згідно з даним винаходом прямоточний повітряно-реактивний двигун (S1) містить кільцеву детонаційну камеру (2) із незатухаючою детонаційною хвилею і засоби впорскування палива (6) для безперервної подачі палива (F2) безпосередньо в камеру (2) нижче за потоком, безпосередньо за базою нагнітання повітря (3). Паливо (F2) і повітря (F1) вводять роздільно в детонаційну камеру (2) на постійній основі протягом всієї роботи прямоточного повітрянореактивного двигуна (S1). UA 111077 C2 (12) UA 111077 C2 UA 111077 C2 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 Область техніки Даний винахід відноситься до прямоточних повітряно-реактивних двигунів (ППРД), що містять детонаційну камеру, а також до літальних апаратів, таких, як ракети тощо, які приводяться до руху такими ППРД. Рівень техніки Відомо, що робота ППРД може бути основана на реалізації термодинамічного циклу детонаційного спалювання палива, в якому детонаційне спалювання відбувається дуже швидко, в дуже малій товщині детонуючої суміші, таким чином, що суміш не встигає розширятися. Таким чином, підвищення тиску є обмеженим. Такі ППРД можуть представляти собою імпульсні детонаційні двигуни (також позначаються PDE (ІДД)), функціонування яких характеризується заповненням детонаційної камери свіжою вибуховою сумішшю палива й окисника (окисником зазвичай є повітря), потім відбувається ініціювання детонації вказаної вибухової суміші джерелом енергії. Надлишковий тиск, який з'являється в області упорної стінки, підтримується під час руху детонаційної хвилі вздовж детонаційної камери, що моментально створює тягу. У цьому випадку необхідно дочекатися спорожнення гарячих газів, що надходять від реакції горіння в детонаційній камері, потім заповнити її свіжою вибуховою сумішшю перш, ніж з'явиться можливість розпочати нову хвилю детонації, щоб викликати новий імпульс тяги. Тим не менш, імпульсний характер тяги, отриманої в таких ППРД (частота яких становить зазвичай від 50 Гц до 200 Гц) створює, з одного боку, дуже важке вібраційне середовище для іншої частини літальних апаратів з ППРД і потребує, з іншого боку, значної подачі енергії в кожному циклі для того, щоб ініціювати детонацію, забезпечення якої виявляється особливо проблематичним, коли використовують суміші палива та окисника, яким не властиве хороше займання. Сутність винаходу Завданням даного винаходу є усунення цих недоліків і, зокрема, створення ППРД з поліпшеними характеристиками продуктивності. З цією метою, відповідно до даного винаходу, представлений прямоточний повітрянореактивний двигун, який працює на вибуховій паливно-повітряній суміші і містить: - щонайменше одну детонаційну камеру, яка обладнана на своєму верхньому кінці базою нагнітання повітря і яка закінчується на своєму нижньому кінці реактивним соплом; - щонайменше один повітрозабірник, з'єднаний з детонаційною камерою для забезпечення можливості постачання їй повітря, і засоби для впорскування палива в зазначену детонаційну камеру, який відрізняється тим, що: - зазначені засоби впорскування палива виконані для безперервного впорскування палива безпосередньо в детонаційну камеру нижче за потоком, безпосередньо за базою нагнітання повітря; і - впорскування палива і подача повітря в зазначену детонаційну камеру здійснюється безперервно, окремо одне від одного в процесі роботи зазначеного ППРД. Таким чином, за допомогою даного винаходу, ППРД, що містить детонаційну камеру незатухаючого типу детонаційної хвилі (також відомий, як CDWE (двигун з незатухаючою детонаційною хвилею)), дає можливість отримання - всередині детонаційної камери безперервного вироблення гарячих газів, за допомогою незатухаючої детонаційної хвилі. Дійсно, свіжа вибухова суміш утворюється в детонаційній камері, в її верхньому кінці, безперервно. Детонаційна хвиля може бути запущена за допомогою звичайного засобу (місток електрозапальника, преддетонаційна трубка і т.д.)· Ця хвиля розповсюджується по колу у свіжій вибуховій суміші, тоді як гарячі гази, які вона виробляє розповсюджуються в іншу частину детонаційної камери. Оскільки подача свіжого палива й повітря в детонаційну камеру відбувається безперервно, коли детонаційна хвиля повертається до своєї вихідної точки, вона знову взаємодіє зі свіжою вибуховою паливно-повітряною сумішшю і продовжує свій рух, який стає, таким чином, безперервним. Точніше кажучи, на виході з детонаційної хвилі, і після початкового розширення гарячого газу, шар свіжої суміші розширюється, і оскільки він знаходиться в контакті з гарячими газами і за певних умов, це призводить до появи нової самоініційованої детонаційної хвилі. Таким чином, представлена детонаційна камера, в якій серія кільцевих детонаційних хвиль рухається з частотою в декілька кГц (до ЗО кГц) виробляючи гарячі гази, які розширюються у напрямку до відкритого кінця детонаційної камери перш, ніж отримати прискорення за допомогою реактивного сопла для отримання тяги. Крім того, з точки зору термодинамічного циклу, детонація в ППРД, відповідно до даного винаходу, має ефективність на 15-25 % більше, ніж у процесі спалювання при постійному тиску, 1 UA 111077 C2 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 реалізованому в імпульсному детонаційному двигуні, що, зокрема, забезпечує можливість зменшення витрати палива при еквівалентному ККД (підвищення термодинамічної коефіцієнта корисної дії супроводжується дуже значним збільшенням ступеня повноти згоряння) і збільшення висоти польоту. Крім того, принцип роботи таких ППРД усуває проблему дуже жорстких умов вібрації, створюваних імпульсним детонаційним двигуном. Також, слід зазначити, що: ППРД, відповідно до даного винаходу, може обійтися без інтегрованого прискорювача, або за допомогою зменшення мінімального робочого числа Маха (наприклад, до 1, 2 Маха), або функціонує на початку в анаеробному режимі, споживаючи окисник, наявний на борту транспортного засобу (що відповідає початковому прискоренню в реактивному режимі), далі перемикаючись якомога швидше в аеробний режим, і оскільки паливо і повітря вводять у детонаційну камеру роздільно, запобігається передчасне займання вище за потоком від детонаційної камери. Переважно, забезпечується можливість введення палива в детонаційну камеру після його попереднього, щонайменше часткового випаровування. Переважно, зазначений ППРД включає в себе систему нагнітання повітря, яка розташована між зазначеним повітрозабірником і зазначеною детонаційною камерою, і яка містить щонайменше один канал, наприклад, у вигляді кільцевої щілини, яка сполучається з вказаною детонаційною камерою для забезпечення її повітрям. Таким чином, система подачі повітря забезпечує розподіл припливного повітря -попередньо уповільненого, з метою досягнення дозвукової швидкості - на вході в детонаційну камеру, за допомогою однієї чи більше кільцевих щілин, забезпечуючи при цьому розділення повітрозабірника і детонаційної камери. Зрозуміло, що можуть бути передбачені канали іншої форми замість кільцевих щілин. Крім того, відповідно до даного винаходу, ППРД містить засоби для локального керування потоком припливного повітря, що надходить в детонаційну камеру. Таким чином, за допомогою локального керування вхідним потоком повітря, наприклад, по колу зазначеної детонаційної камери, можна змінити локально, всередині камери, ступінь насиченості вибухової паливно-повітряної суміші шляхом збільшення або зменшення частки припливного повітря в будь-якому бажаному місці в камері. Таке локальне регулювання ступеня насиченості вибухової суміші забезпечує керування орієнтацією тяги на виході з реактивного сопла, без необхідності впровадження складної системи орієнтації потоку. Крім того, переважно, ППРД може містити щонайменше один контур для охолодження зазначеної детонаційної камери, в якому паливо може циркулювати до його введення в неї. Цей контур охолодження (також називається контуром рекуперації) забезпечує можливість попереднього випаровування палива до його введення в зазначену детонаційну камеру таким чином, щоб отримати задовільні умови змішування і детонації без проведення попереднього змішування. Переважно, зазначений контур охолодження проходить щонайменше по одній бічній стінці зазначеної детонаційної камери, щонайменше по частині її довжини. Таким чином, детонаційна камера може охолоджуватися за допомогою частини, або всього палива до його введення в цю камеру. Це надає можливість забезпечення теплового опору детонаційної камери за допомогою випаровування щонайменше деякої частини палива, що впорскується в процесі його циркуляції в зазначеному контурі. Пряме введення попередньо випаруваного палива - зокрема, коли вказане паливо спочатку знаходиться в рідкому стані гарантує ініціювання та стабільність детонації паливно-повітряної суміші. Таким чином, забезпечується запобігання будь-яких проблем, пов'язаних з періодом випаровування крапель палива та хімічною реакцією. Слід зазначити, що такий контур може бути також використаний для охолодження зовнішньої стінки ППРД. Крім того, вказане реактивне сопло не має критичного перетину і, переважно, має невелику довжину. По суті, оскільки потік вже є надзвуковим на виході з детонаційної камери, то реактивне сопло без критичного перетину дозволяє отримати необхідну тягу. Крім того, зазначені засоби впорскування палива можуть містити щонайменше чотири пристрої подачі (наприклад, утворені, відповідно, кутовою секцією подачі і відповідним клапаном) розподілені рівномірно по колу зазначеної детонаційної камери, відповідні потоки палива яких є або однаковими, або різними, або змінними в часі незалежно один від одного. Таким чином, за допомогою локального керування вхідним потоком палива, всередині зазначеної камери, можна локально змінювати ступінь насиченості вибухової паливноповітряної суміші шляхом збільшення, або зменшення частки палива в області пристроїв подачі. Таке локальне регулювання ступеня насиченості вибухової суміші забезпечує керування 2 UA 111077 C2 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 орієнтацією тяги на виході з реактивного сопла, без необхідності впровадження складної системи орієнтації потоку. Переважно, зазначені діаметрально протилежні пристрої подачі, можуть бути з'єднані попарно, і витрата на стороні подачі палива зазначених з'єднаних пристроїв подачі, переважно управляється за допомогою розподільного пристрою з регульованою витратою. Таким чином, розподільний пристрій з регульованою витратою забезпечує можливість збільшення витрати палива, пов'язаної з першим пристроєм подачі, і зменшення витрати, пов'язаної з другим пристроєм подачі, діаметрально протилежним першому пристрою подачі, з яким він з'єднаний. Таким чином, можливо домогтися локальної зміни ступеня насиченості вибухової паливно-повітряної суміші, що дозволяє управляти орієнтацією тяги на виході реактивного сопла. Як варіант, можливо реалізувати незалежне керування витратою палива кожного з пристроїв подачі. Крім того, в конкретному варіанті здійснення даного винаходу: - ППРД, відповідно до даного винаходу, може містити щонайменше дві концентричні детонаційні камери детонаційної хвилі незатухаючого типу, із забезпеченням безперервної подачі повітря, а також зазначені засоби впорскування палива можуть бути виконані для безперервної подачі палива безпосередньо щонайменше в одну із зазначених концентричних детонаційних камер. Таким чином, можливо отримати задовільні характеристики в широкому діапазоні загального ступеня насиченості вибухової паливно-повітряної суміші. По суті, паливо може бути введено: - або в дві детонаційні камери для роботи ППРД при високому загальному ступені насиченості. У цьому випадку можливо забезпечити послідовне займання концентричних детонаційних камер для того, щоб зменшити стрибок тиску при займанні; або в одну з двох детонаційних камер для роботи ППРД при більш низькому загальному ступені насиченості. Надзвуковий потік гарячих газів виходить з детонаційної камери, в яку подається паливо, як результат, з іншої детонаційної камери виходить дозвуковий холодний потік. Наприклад, якщо ППРД змонтований на корпусі ракети, то переважно подавати паливо у внутрішню детонаційну камеру, а не в зовнішню детонаційну камеру для того, щоб поліпшити притік [повітря] в донну частину фюзеляжу ракети з метою обмеження її зміщення і зниження можливості її виявлення. Очевидно, що винахід не обмежується двома концентричними детонаційними камерами, а може бути також використано більше двох концентричних детонаційних камер. Слід також зазначити, що вказаний повітрозабірник може бути аксіально-симетричним, симетричним по двох або навіть трьох осях. Крім того, даний винахід також відноситься до літального апарату, який містить щонайменше один прямоточний повітряно-реактивний двигун описаного вище типу. Короткий опис креслень Фігури, на доданих кресленнях, допоможуть краще зрозуміти те, як може бути здійснено винахід. На цих кресленнях, однакові позиції посилань позначають однакові елементи. Фіг. 1 являє собою схематичний частковий осьовий розріз першого варіанту здійснення ППРД відповідно до даного винаходу. Фіг. 2 показує збільшений схематичний розріз, приклад засобів для регулювання повітряного потоку в ППРД на Фіг. 1. Фіг. 3 являє собою схематичний частковий осьовий розріз другого варіанту здійснення ППРД відповідно до даного винаходу. Фіг. 4 представляє собою схематичний частковий осьовий розріз третього варіанту здійснення ППРД відповідно до даного винаходу. На Фіг. 1, перший варіант ППРД S1 з детонаційною камерою, відповідно до даного винаходу, показаний встановленим на літальному апараті 1. Він має поздовжню вісь симетрії L-L. Поняття "вище за потоком" і "нижче за потоком" визначені нижче стосовно напрямку потоку повітря. ППРД SI, який працює на вибуховій паливно-повітряній суміші містить: - кругову кільцеву детонаційну камеру 2, яка обладнана на своєму верхньому кінці базою нагнітання повітря 3, і яка закінчується на своєму нижньому кінці реактивним соплом 4, який не має критичного перетину. Детонаційна камера 2 являє собою детонаційну камеру незатухаючого типу детонаційної хвилі; - кільцевий повітрозабірник 5, який з'єднаний з детонаційною камерою 3 для забезпечення можливості постачання її повітрям (який позначений стрілкою Fl), a також засіб 6 для безперервного впорскування палива (позначено стрілкою F2) безпосередньо в детонаційну 3 UA 111077 C2 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 камеру 2 нижче за потоком, безпосередньо за базою нагнітання повітря 3, наприклад, через зазначену базу нагнітання повітря, як показано на мал. 1. Під час роботи ПВРД S1, впорскування палива F2 і подача повітря F1 у детонаційну камеру 2 здійснюється окремо одне від одного, і безперервно. Іншими словами, свіжа вибухова паливно-повітряна суміш утворюється в детонаційній камері 2. Попереднє змішування, відповідно до винаходу, не здійснюється. Крім того, ПВРД S1 містить систему нагнітання повітря 7, яка є кільцевою та круговою, і розташована між повітрозабірником 5 і детонаційною камерою 2. Система подачі повітря 7 містить, наприклад, кільцеву щілину 8, яка утворює кільцевий канал подачі повітря, який сполучається з детонаційною камерою 2. Звичайно, як варіант, можуть бути реалізовані кілька концентричних кільцевих щілин, або канал подачі будь-якої іншої бажаної геометрії. У прикладі на Фіг. 1, засоби впорскування палива включають в себе чотири пристрої подачі 6, розподілені рівномірно по колу детонаційної камери 2. Кожен пристрій подачі 6 утворено кутовою секцією подачі 9 (наприклад, у вигляді декількох отворів у бази нагнітання повітря 3) і клапаном 10, сполученим з нею каналом 11. Діаметрально протилежні пристрої подачі 6 можуть бути з'єднані попарно, і витрата на стороні подачі палива зазначених з'єднаних пристроїв подачі, переважно управляється за допомогою розподільного пристрою з регульованою витратою 12, з'єднаного з відповідними клапанами 10 (один клапан зображений на мал. 1). Іншими словами, в даному прикладі використовуються два розподільних пристрої з регульованою витратою 12, причому кожний розподільний пристрій 12 управляє двома з'єднаними між собою пристроями подачі 6. Таким чином, розподільний пристрій з регульованою витратою 12 забезпечує можливість збільшення витрати палива, пов'язаної з першим пристроєм подачі 6, і зменшення витрати, пов'язаної з другим пристроєм подачі 6, діаметрально протилежним першому пристрою подачі, з яким він з'єднаний. Таким чином, можливо домогтися локальної зміни ступеня насиченості вибухової паливно-повітряної суміші, що дозволяє керувати орієнтацією тяги на виході реактивного сопла 4. Крім того, як показано на Фіг. 2, ППРД S1 також містить засоби 13 (не показано на Фіг. 1) для локального керування потоком припливного повітря, що надходить в детонаційну камеру 4 за допомогою кільцевої щілини 8. Зокрема, засіб керування може бути представлений у вигляді одного або декількох моторизованих ковзних клапанів 13, здатних зменшувати, за рахунок певного кільцевого сектора, ширину поперечного кругового перерізу щілини 8. Таким чином на Фіг. 2 зображено: - суцільними лініями - перше кінцеве положення ковзаючого клапана 13, в якому кільцевий сектор в поперечному круговому перерізі відповідної щілини 8 має максимальну ширину el, а також - пунктирними лініями - друге кінцеве положення ковзаючого клапана 13, після його переміщення вверх за течією (зміщення позначено стрілкою D), в якому кільцевий сектор в поперечному круговому перерізі відповідної щілини 8 має мінімальну ширину е2, тобто е2 < el). Таким чином, за допомогою локального керування вхідним потоком повітря, всередині зазначеної камери, можна локально змінювати ступінь насиченості вибухової паливно повітряної суміші шляхом збільшення, або зменшення частки припливного повітря. Таке локальне регулювання ступеня насиченості вибухової суміші забезпечує керування орієнтацією тяги на виході з реактивного сопла. Більше того, на відміну від прикладу на Фіг. 1, ППРД S2, показаний на Фіг. 3, складається з двох концентричних кільцевих детонаційних камер 2А і 2В незатухаючого типу детонаційної хвилі, в які безперервно подається повітря F1, що надходить з повітроводу 5. Детонаційні камери 2А і 2В - зовнішня камера 2В оточує внутрішню камеру 2А -аналогічні детонаційній камері 2, описаній з посиланням на Фіг. 1. Крім того, як показано на Фіг. 3, в ПВРД S2 інтегрований охолоджувальний контур 14 детонаційних камер 2А і 2В, в якому паливо F2 може циркулювати перед його впорскуванням в камери. Контур охолодження 14 виконаний у вигляді кільцевих трубопроводів 15, які є незалежними один від одного. Кожний кільцевий трубопровід 15 проходить уздовж бічної стінки однієї з детонаційних камер 2А, 2В, по її поверхні, яка звернена у бік області детонації. При цьому кожен трубопровід 15 відігнутий у зворотний бік відносно самого себе для того, щоб забезпечити циркуляцію палива зверху вниз стосовно бази нагнітання повітря З, уздовж бічної стінки відповідної детонаційної камери 2А, 2В, і далі знизу вверх для того, щоб 4 UA 111077 C2 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 здійснювати впорскування палива F2 в попередньо випареному вигляді в безпосередній близькості від бази 3, як показано на Фіг. 3. У даному прикладі, засоби 6 для впорскування палива в детонаційні камери 2А і 2В також містять кільцеві трубопроводи 15. Ці трубопроводи з'єднані з клапанами 10 за допомогою відповідних каналів 11. Засоби впорскування палива 6 виконані для безперервного впорскування палива безпосередньо щонайменше в одну з двох концентричних детонаційних камер 2А, 2В, за допомогою відповідних трубопроводів 15. Таким чином, впорскування палива може бути здійснене: - або в дві детонаційні камери 2А і 2В для роботи ППРД S2 з високою загальною насиченістю; - або в одну з двох детонаційних камер 2А, 2В для роботи ППРД S2 з більш низькою загальною насиченістю. Очевидно, що контур охолодження 14 ППРД S2 на Фіг. 3 може бути також використаний в ППРДБІ на Фіг. 1. У третьому прикладі, згідно Фіг. 4, ППРД S3 аналогічний ППРД S2 на Фіг. 3 (хоча система охолодження 14, для наочності, не показана), за винятком того, що він додатково включає в себе зовнішній уловлювач 16, який забезпечує можливість відбору повітря з приграничного шару фюзеляжу літального апарату 1 вище за течією відносно повітрозабірника 5. Таким чином, повітрозабірник 5 є дуже коротким, а його продовження безпосередньо формує реактивне сопло 4. Зовнішній уловлювач 16, у вигляді кільцевого каналу, розташований між повітрозабірником 5 і корпусом апарату 1 і тягнеться в поздовжньому напрямку, вздовж літального апарату, і виходить в реактивне сопло 4. Також, ППРД S3 може містити внутрішній уловлювач 17, розташований у верхній частині бічної стінки зовнішнього уловлювача 16, що забезпечує можливість відбору частини потоку, одержуваного повітрозабірником 5, для його відтоку в кільцевий канал зовнішнього уловлювача 16. На виході з камери, струмінь гарячого газу на виході з детонаційних камер 2А і 2В в більшій чи меншій мірі керує повітряним потоком, відібраних зовнішнім і внутрішнім уловлювачами 16 і 17. Незалежно від інтенсивності дії управління (низька або висока), опір, пов'язаний з цими уловлювачами 16 і 17, суттєво обмежений, при використанні їх повітряних потоків для припливу [повітря] до донної частини центрального корпусу літального апарату 1. Більше того, можливо забезпечити здійснення допоміжного нагнітання чистого кисню в повітряний потік, що проходить через повітрозабірник 5 або систему подачі повітря 7, для підживлення повітряного потоку F1 і забезпечення задовільної роботи при зниженому числі Маха. Таким чином, за допомогою винаходу, був отриманий ППРД, який має дуже коротку детонаційну камеру в порівнянні з відомими ППРД, що мають детонаційну камеру: - який звільняє всю передню частину літального апарату 1 (відсутні довгі підфюзеляжні й бічні повітрозабірники, які часто потребують складних механічних конструкцій); - який може працювати при ступені насиченості, що дорівнює 1 (тоді як забезпечення функціонування звичайного ППРД, що здійснює спалювання вуглеводневого палива при насиченості більше 0,75, є ускладненим), який - у поєднанні з поліпшеними термодинамічними характеристиками - забезпечує можливість істотного зменшення відбору потоку повітря і, таким чином, розміру повітрозабірника, для отримання еквівалентної тяги, а також - який може функціонувати при числі Маха від 1,2 у відповідності з термодинамічним циклом, який збільшує тиск у детонаційній камері або камерах. ФОРМУЛА ВИНАХОДУ 1. Прямоточний повітряно-реактивний двигун, який працює на вибуховій паливно-повітряній суміші і містить щонайменше одну детонаційну камеру (2, 2А, 2В), яка обладнана на своєму верхньому кінці базою нагнітання повітря (3) і яка закінчується на своєму нижньому кінці реактивним соплом (4); щонайменше один повітрозабірник (5), з'єднаний із вказаною детонаційною камерою (2, 2А, 2В) для забезпечення можливості постачання до неї повітря (F1), і засоби (6) для впорскування палива в зазначену детонаційну камеру (2, 2А, 2В), який відрізняється тим, що зазначена детонаційна камера (2, 2А, 2В) є кільцевою та незатухаючого типу детонаційної хвилі; зазначені засоби впорскування палива (6) виконані для безперервного впорскування палива безпосередньо в детонаційну камеру нижче за потоком, безпосередньо за 5 UA 111077 C2 5 10 15 20 25 30 35 базою нагнітання повітря і вприскування палива і подача повітря в зазначену детонаційну камеру здійснюється безперервно, окремо одне від одного в процесі роботи зазначеного прямоточного повітряно-реактивного двигуна (S1, S2, S3). 2. Прямоточний повітряно-реактивний двигун за п. 1, який відрізняється тим, що також містить систему нагнітання повітря (7), яка розташована між зазначеним повітрозабірником (5) і зазначеною детонаційною камерою (2, 2А, 2В), і яка містить щонайменше один канал (8), наприклад, у вигляді кільцевої щілини, що сполучається із зазначеною детонаційною камерою для забезпечення її повітрям. 3. Прямоточний повітряно-реактивний двигун за п. 1 або 2, який відрізняється тим, що він містить засоби (13) для локального керування потоком припливного повітря, що надходить у вказану детонаційну камеру (2, 2А, 2В). 4. Прямоточний повітряно-реактивний двигун за будь-яким з пп. 1-3, який відрізняється тим, що містить щонайменше один контур (14) для охолодження зазначеної детонаційної камери (2А, 2В), в якому паливо (F2) може циркулювати до його введення в неї. 5. Прямоточний повітряно-реактивний двигун за п. 4, який відрізняється тим, що вказаний контур охолодження (14) проходить щонайменше по одній бічній стінці зазначеної детонаційної камери (2А, 2В), щонайменше по частині її довжини. 6. Прямоточний повітряно-реактивний двигун за будь-яким з пп. 1-5, який відрізняється тим, що вказане реактивне сопло (4) не має критичного перетину. 7. Прямоточний повітряно-реактивний двигун за будь-яким з пп. 1-6, який відрізняється тим, що вказані засоби впорскування палива містять щонайменше чотири пристрої подачі (6), розподілені рівномірно по колу детонаційної камери (2, 2А, 2В), відповідні потоки палива яких є або однаковими, або різними, або змінюваними в часі незалежно один від одного. 8. Прямоточний повітряно-реактивний двигун за п. 7, який відрізняється тим, що зазначені діаметрально протилежні пристрої подачі з'єднані попарно; і керування витратою на стороні подачі палива зазначених з'єднаних пристроїв подачі здійснюють за допомогою розподільного пристрою з регульованою витратою. 9. Прямоточний повітряно-реактивний двигун за будь-яким з пп. 1-8, який відрізняється тим, що містить щонайменше дві концентричні детонаційні камери (2А, 2В) незатухаючого типу детонаційної хвилі, із забезпеченням безперервної подачі повітря; зазначені засоби впорскування палива (6) виконані для безперервного впорскування палива (F2) безпосередньо щонайменше в одну із зазначених детонаційних камер (2А, 2В). 10. Прямоточний повітряно-реактивний двигун за будь-яким з пп. 1-9, який відрізняється тим, що вказаний повітрозабірник (5) є аксіально-симетричним. 11. Літальний апарат, який відрізняється тим, що він містить щонайменше один прямоточний повітряно-реактивний двигун (S1, S2, S3) за будь-яким з пп. 1-10. 6 UA 111077 C2 7 UA 111077 C2 Комп’ютерна верстка О. Рябко Державна служба інтелектуальної власності України, вул. Василя Липківського, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут інтелектуальної власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601 8