Способ работы воздушно-реактивного двигателя с тяговыми модулями пульсирующего детонационного сгорания и устройство для его реализации

Способ работы воздушно-реактивного двигателя с тяговыми модулями пульсирующего детонационного сгорания включает смешивание горючего с воздухом и подачу горючей смеси в резонатор, детонационное сжигание горючей смеси в резонаторе. На резонаторе и выходном сопле тяговых модулей установлены теплообменники, которые перед запуском нагревают до температуры 200-800°С при помощи пусковых нагревателей. Жидкое горючее сжимают до давления 10-30 МПа и подают в нагретые теплообменники, где его испаряют и перегревают. Сжатый до 10-30 МПа и перегретый до температуры 200-600°С пар подают в сопла эжектора, камера смешения которого связана с окружающей средой. В камере смешения производят смешение паров горючего с воздухом. Полученную горючую смесь направляют в резонатор, в котором производят детонационное сжигание горючей смеси. Для подачи горючего в тяговые модули насос переменной производительности приводят в движение тепловым двигателем. Тепловой двигатель запускают электростартером, который питают от источника тока. Источник тока заряжают генератором, приводимым в движение тепловым двигателем. Прогрев тяговых модулей перед запуском производят пусковыми нагревателями, питаемыми от источника тока. Сверхзвуковую струю из кольцевого сопла разбивают на отдельные струйки так, чтобы между ними образовывались промежутки для прохода воздуха. Изобретение направлено на повышение термического КПД и удельной тяги двигателя по массогабаритным, эксплутационным показателям, упрощение конструкции и снижение стоимости и вибрации. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

Изобретение относится к области реактивной техники, в том числе к воздушно-реактивным двигателям, и может быть использовано при разработке летательных аппаратов различных классов и назначения с дешевыми экономичными воздушно-реактивными двигателями, создающими пониженные вибрации.

Известен способ работы пульсирующего детонационного двигателя, предназначенного для различных типов летательных аппаратов с термодинамическим циклом, близким к циклу со сгоранием горючего при постоянном объеме, при отсутствии каких-либо клапанов и систем принудительного зажигания. Пульсирующий процесс возникает за счет возбуждения высокочастотных автоколебаний в газодинамическом резонаторе, периодически заполняемом специально подготовленной топливовоздушной смесью, а выделение теплоты, усиливающее амплитуду этих колебаний, происходит вследствие детонационного сгорания этой смеси в ударно-волновых структурах, периодически образующихся в газодинамическом резонаторе. Для предварительного сжатия воздуха и топливовоздушной смеси при подаче ее в специальные тяговые модули пульсирующего детонационного двигателя (Пу ДД) используется генератор сжатого воздуха, представляющий собой обычный газотурбинный двигатель, с отбором сжатого воздуха из-за компрессора [Мохов А.А., Луковников А.В. (ВВА им. проф. Н.Е.Жуковского) e-mail: mohov2006@mail.ru Математическое моделирование расчета параметров силовых установок с пульсирующими детонационными двигателями в системе «летательный аппарат - силовая установка» // В сб. «Актуальные проблемы российской космонавтики: Труды XXXI Академических чтений по космонавтике», М.: Комиссия РАН по разработке научного наследия пионеров освоения космического пространства, 2007 - С.377-378].

Преимуществом приведенного способа работы пульсирующего детонационного двигателя является то, что для него не требуются высокие значения степени повышения давления в компрессоре и температуры газа перед турбиной, что существенно упрощает техническую реализацию генератора сжатого воздуха.

Основным недостатком рассматриваемого способа работы пульсирующего детонационного двигателя является применение механического турбокомпрессорного агрегата значительной мощности, который сжигает горючее при постоянном низком давлении, т.е. нерационально, и, кроме того, создает вибрации при работе.

Известен способ работы пульсирующего детонационного двигателя, предназначенного для различных типов летательных аппаратов с термодинамическим циклом, близким к циклу со сгоранием горючего при постоянном объеме, при отсутствии каких-либо клапанов и систем принудительного зажигания. Пульсирующий процесс возникает за счет возбуждения высокочастотных автоколебаний в газодинамическом резонаторе, периодически заполняемом специально подготовленной топливовоздушной смесью, а выделение теплоты, усиливающее амплитуду этих колебаний, происходит вследствие детонационного сгорания этой смеси в ударно-волновых структурах, периодически образующихся в газодинамическом резонаторе. Для предварительного сжатия воздуха и топливовоздушной смеси при подаче ее в специальные тяговые модули пульсирующего детонационного сгорания используется генератор сжатого воздуха, представляющий собой обычный газотурбинный двигатель, с отбором сжатой горючей смеси за турбиной.

Преимуществом приведенного способа работы пульсирующего детонационного двигателя по сравнению с пульсирующим детонационным двигателем с отбором сжатого воздуха из-за компрессора является повышение экономичности по удельному расходу горючего, которое может достигать 30…40% [Нечаев Ю.Н., Чень-Синь (ВВА им. проф, Н.Е.Жуковского). Параметрические исследования детонационных волн сгорания в тяговых модулях пульсирующих детонационных двигателей // В сб. «Актуальные проблемы российской космонавтики: Труды XXXI Академических чтений по космонавтике», М.: Комиссия РАН по разработке научного наследия пионеров освоения космического пространства, 2007 - С.378-379].

Основным недостатком рассматриваемого способа работы пульсирующего детонационного двигателя является применение механического турбогенератора значительной мощности, которая используется нерациональным образом, поскольку горючее сжигается при постоянном низком давлении, что снижает термический КПД, кроме того, турбогенератор создает нежелательные вибрации массой вращающихся частей.

Известен способ получения тяги, заключающийся в том, что в детонационную резонансную камеру тягового устройства подают топливо и воздух (горючую смесь) с коэффициентом избытка воздуха α2=0,8…1,2 и осуществляют детонационный процесс сжигания топлива в пульсирующем режиме, отличающийся тем, что топливо и воздух (окислитель) подают в детонационную камеру двумя потоками: потоком воздуха и потоком активированного топлива (горючей смеси), полученной путем окисления топлива воздухом, с коэффициентом окислителя α1<0,1, при температуре t°=200…500°C и давлении более 0,2 МПа.

Указанный способ может также отличаться тем, что окисление топлива воздухом для получения потока активированного топлива осуществляют при температуре воздуха t°=200…400°C и давлении выше атмосферного.

Указанный способ может также отличаться тем, что в поток воздуха вводят топливо, при этом коэффициент избытка окислителя α3>2,2 [Способ получения тяги и устройство для его осуществления // Описание изобретения к патенту Российской Федерации RU 2179254 С2, МПК7 F02K 7/04, опубликовано 10.02.2002 г.].

Недостатком приведенного способа работы пульсирующего детонационного двигателя является необходимость применения генератора сжатого воздуха, который создает давление более 0,2 МПа, а также нагревателя воздуха до температур 200…500°С. О способе осуществления этих операций материалы описания умалчивают.

Задачей настоящего изобретения является повышение термического КПД предлагаемого способа, удешевление способа и уменьшение вибраций за счет использования энергии сжатого и перегретого пара горючего, нагреваемого теплом от детонационного сгорания горючего.

Поставленная задача решается тем, что на резонаторе и выходном сопле тяговых модулей устанавливают теплообменники, которые перед запуском нагревают до температуры 200÷800°С, жидкое горючее сжимают до давлений 10÷30 МПа и подают в нагретые теплообменники, где его испаряют и перегревают, сжатый до 10÷30 МПа и перегретый до температуры 200÷600°С пар подают в сопла эжектора, камера смешения которого связана с окружающей средой. В этой камере производят смешение паров горючего с воздухом, полученную горючую смесь направляют в резонатор, в котором производят детонационное сжигание горючей смеси. Для подачи горючего в тяговые модули насос переменной производительности приводят в движение тепловым двигателем. Тепловой двигатель запускают электростартером, электростартер питают от источника тока. Источник тока (например, аккумуляторную батарею) заряжают генератором, приводимым в движение тепловым двигателем. Прогрев тяговых модулей перед запуском производят от источника тока (например, аккумуляторной батареи и электрогенератора или внешней сети). Сверхзвуковую струю из кольцевого сопла разбивают на отдельные струйки так, чтобы между ними образовывались промежутки для прохода воздуха.

Для использования скоростного напора движущегося летательного аппарата воздух в камеру смешения тяговых модулей подают через воздухозаборники. Для более эффективного использования топлива отбирают до 20% выходящего реактивного потока и дополнительно нагревают им горючее в теплообменниках. Для использования энергии горючего для запуска теплообменники перед пуском прогревают с помощью газовых или жидкостных горелок с пусковыми электровоспламенителями.

Известен пульсирующий детонационный двигатель (ПуДД), содержащий высокочастотный автоколебательный газодинамический резонатор, выполненный в форме шарового сегмента, устройство для приготовления топливовоздушной смеси, размещенное внутри камеры формирования воздушного потока соосно с камерой формирования потока горючей смеси, и генератор сжатого воздуха (ГСВ), представляющий собой обычный газотурбинный двигатель с отбором воздуха из-за компрессора [А.А.Мохов, А.В.Луковников (ВВИА им. проф. Н.Е.Жуковского) e-mail: mohov2006@mail.ru. Математическое моделирование расчета параметров силовых установок с пульсирующими детонационными двигателями в системе «летательный аппарат - силовая установка» // В сб. «Актуальные проблемы российской космонавтики: Труды XXXI Академических чтений по космонавтике», М.: Комиссия РАН по разработке научного наследия пионеров освоения космического пространства, 2007 - С.377-378], [А.А.Мохов, С.Ю.Ларионов (ВВИА им. проф, Н.Е.Жуковского)], [Анализ воздушных продувок тяговых модулей высокочастотных пульсирующих детонационных двигателей // В сб. «Актуальные проблемы российской космонавтики: Труды XXXI Академических чтений по космонавтике», М.: Комиссия РАН по разработке научного наследия пионеров освоения космического пространства, 2007 - С.379-380].

Основным недостатком рассматриваемого устройства пульсирующего детонационного двигателя является применение механического турбогенератора значительной мощности, которая используется нерациональным образом, поскольку горючее сжигается при постоянном низком давлении, что снижает термический КПД, кроме того, турбогенератор создает нежелательные вибрации массой вращающихся частей.

Известно устройство для получения тяги, содержащее полузамкнутую детонационную резонансную камеру, камеру формирования потока горючей смеси и элементы подачи топлива и воздуха в камеру формирования потока горючей смеси; устройство снабжено камерой формирования воздушного потока, камера формирования горючей смеси и детонационная резонансная камера размещены внутри камеры формирования воздушного потока соосно ей с образованием щели, в которой размещено кольцевое сопло для подачи воздуха в детонационную резонансную камеру.

Устройство может отличаться тем, что внутри камеры формирования потока воздуха установлен элемент подачи топлива.

Устройство может отличаться тем, что внутри детонационной камеры на ее оси установлен инициатор детонации, отстоящий от стенки.

Преимуществом рассматриваемого устройства является его улучшенные технико-экономические показатели и высокая взрывобезопасность [Описание изобретения к патенту Российской Федерации RU 2179254 С2, МПК7 F02K 7/04. Способ получения тяги и устройство для его осуществления].

Основным недостатком устройства является потребность в генераторе сжатого газа в виде механического турбокомпрессорного агрегата, который сжигает горючее при низком рабочем давлении, т.е. нерационально, и вызывает вибрации, создаваемые вращающимися массами.

Прототипом настоящего изобретения является известная камера пульсирующего двигателя детонационного горения, содержащая в корпусе сверхзвуковое сопло и расположенный соосно с ним резонатор в виде трубки, обращенной одним открытым концом в сторону истечения рабочего тела, трубка замкнута с другого конца, между внутренней поверхностью корпуса и наружной поверхностью сопла образована полость, являющаяся камерой смешения, выходная часть которой представляет критическое сечение с дальнейшим переходом в сверхзвуковое сопло внешнего расширения с усеченным центральным телом [Описание к патенту Российской Федерации RU 2084675 С1, 6 F02K 7/02. Камера пульсирующего двигателя детонационного горения].

Основным недостатком рассмотренной камеры детонационного горения является необходимость применения генератора сжатого воздуха в виде турбокомпрессорного агрегата, нерационально сжигающего горючее при малых рабочих давлениях и вызывающего вибрации, создаваемые вращающимися массами.

Задачей изобретения является реализация предложенного способа, т.е. повышение термического КПД и удельной тяги двигателя по массогабаритным, эксплуатационным показателям, упрощение конструкции, снижение стоимости и вибраций.

Поставленная задача решается тем, что на резонаторе и выходном сопле тяговых модулей установлены теплообменники (которые перед запуском нагревают до температуры 200÷800°С), насос переменной производительности, сжимающий жидкое горючее (до давлений 10÷30 МПа), соединен с теплообменниками, теплообменники, снабженные пусковыми нагревателями, соединены с камерой смешения сверхзвуковыми соплами. Камера смешения, в свою очередь, сообщается с атмосферным воздухом и резонатором, выходное сопло отделено камерой смешения от резонатора. Насос переменной производительности механически соединен с тепловым двигателем (например, внутреннего сгорания), который снабжен электростартером, источником тока (например, аккумуляторной батареей), электрогенератором; источник тока через выключатель соединен с пусковыми электронагревателями, соединенными с теплообменниками. Кольцевое сопло выполнено в виде ряда малых сопел, образующих промежутки для прохода воздуха.

Пульсирующий двигатель детонационного сгорания может также отличаться тем, что:

- пусковые электронагреватели установлены внутри теплообменников;

- пусковые электронагреватели намотаны поверх теплообменников;

- пусковые электронагреватели выполнены в виде индукционных катушек и соединены с источником тока через высокочастотные генераторы;

- двигатель снабжен воздухозаборником, а также кожухом и рефлектором возвратного потока, пусковые нагреватели выполнены в виде жидкостных (газовых) горелок с пусковыми электрозапальниками.

Сущность изобретения поясняется фигурами 1, 2, 3, 4, 5.

На фиг.1 приведена конструктивная схема тягового модуля с цилиндрическим резонатором. На фиг.2 приведена конструктивная схема тягового модуля с резонатором в виде сферического сегмента. На фиг.3 приведена схема пульсирующего двигателя детонационного сгорания с системой снабжения тяговых модулей детонационного сгорания горючим и электричеством. На фиг.4 приведена конструктивная схема кольцевого сопла. На фиг.5 приведена конструктивная схема тягового модуля с воздухозаборником и отбором части газового потока для дополнительного нагрева паров горючего.

Тяговый модуль с цилиндрическим резонатором для реализации предложенного способа работы представлен на фиг.1. Здесь 1 - корпус; 2 - цилиндрический резонатор; 3 - сопло; 4, 5 - теплообменники; 6, 7 - пусковые электронагреватели; 8 - камера смешения; 9 - кольцевое сопло; 10 - выключатель электронагревателей; 11 - провода электронагревателей; 12 - источник электрического тока; 13 - насос горючего; 14 - трубопроводы горючего; 15 - паропровод (трубопровод паров горючего).

Работает тяговый модуль следующим образом.

Перед запуском тягового модуля (реактивного двигателя) включают выключатель 10, пусковые электронагреватели 6, 7 получат ток по проводам 11, нагреваются и прогревают теплообменники 4, 5 до температуры 200÷800°С. После прогрева теплообменников насосом 13 по трубопроводам 14 горючее подают в нагретые теплообменники 4 и 5. В теплообменниках жидкое горючее испаряют в пар. Пар из теплообменника 4 по паропроводу 15 поступает в теплообменник 5, где смешивается с паром теплообменника 5. Из теплообменника 5 пар под высоким давлением 10÷30 МПа, создаваемым насосом 13, через кольцевое сверхзвуковое сопло эжектора 9 поступает в камеру смешения 8, которая соединена с атмосферой. В камере смешения эжектора 8 (с почти атмосферным давлением) сверхзвуковая струя пара горючего смешивается с атмосферным воздухом и в виде горючей смеси поступает в резонатор 2, в котором возникают акустические колебания (эффект Гартмана). Акустические колебания горючей смеси в резонаторе, скорость которых становится близкой к скорости ударной волны, вызывают нагрев горючей смеси (эффект Шпрингера) и ее самовоспламенение. Сгорание смеси за ударной волной становится детонационным, оно происходит настолько быстро, что объем сгорающей горючей смеси не успевает расшириться. Таким образом, сгорание происходит как бы в постоянном объеме, при высоком давлении, т.е. при наиболее выгодном термодинамическом цикле. Детонационная волна, вырываясь из резонатора навстречу сверхзвуковой струе горючей смеси, останавливает ее и проходит в горло выходного сопла 3. За детонационной волной следует волна разрежения, и струя горючей смеси вновь поступает в резонатор. Процесс повторяется. Продукты сгорания в виде детонационных волн, протекая по выходному соплу 3, нагревают его, а детонационные колебания волн в резонаторе нагревают стенки резонатора 2. Нагреваемые стенки выходного сопла 3 и резонатора 2 прогревают теплообменники 4 и 5, где испаряются и перегреваются пары горючего. После выхода двигателя на установившийся режим пусковые электронагреватели 6 и 7 отключают выключателем 10. Двигатель в этом случае продолжает работать за счет теплообмена между раскаленными стенками резонатора и выходного сопла с горючим и его паром, протекающим через теплообменники 4 и 5.

Тяговый модуль с резонатором в виде сферического сегмента для реализации предложенного способа работы представлен на фиг.2. Здесь 16 - корпус тягового модуля; 17 - выходное сопло; 18 - резонатор в виде сферического сегмента; 19 - теплообменник резонатора; 20 - теплообменник выходного сопла; 21, 22 - пусковые электронагреватели; 23 - кольцевое сопло; 24 - камера смешения, соединенная с атмосферой; 25, 26 - электрические провода; 27 - источник электрического тока; 28 - трубопровод жидкого горючего; 29 - насос жидкого горючего; 30 - паропровод; 31 - выключатель электрического тока.

Работает устройство следующим образом.

Перед запуском тягового модуля реактивного двигателя включают выключатель 31, пусковые электронагреватели 21, 22 проводами 25 и 26 присоединяются к источнику тока 27, нагреваются и прогревают теплообменники 19, 20 до температуры 200÷800°С. После прогрева теплообменников начинают подавать по трубопроводу 28 насосом 29 горючее под высоким давлением 10-30 МПа в нагретые теплообменники 19, 20. В теплообменниках жидкое горючее испаряют в пар. Пар из теплообменника 19 по паропроводу 30 поступает в теплообменник 20, где смешивается с паром теплообменника 19. Из теплообменника 20 пар через кольцевое сверхзвуковое сопло 23 поступает в камеру смешения 24, которая соединена с атмосферой. В камере смешения 24 (с почти атмосферным давлением) сверхзвуковые струи пара горючего смешиваются с атмосферным воздухом и в виде горючей смеси поступают в акустический резонатор 18, в котором возникают акустические колебания (эффект Гартмана). Акустические колебания горючей смеси, скорость акустической волны которых становится близкой к скорости ударной волны, вызывают нагрев горючей смеси (эффект Шпрингера) и ее самовоспламенение. Сгорание смеси за ударной волной становится детонационным и происходит настолько быстро, что объем сгорающей горючей смеси не успевает расшириться, поэтому возникают высокие давления. Таким образом, сгорание происходит как бы в постоянном объеме, т.е. при наиболее выгодном термодинамическом цикле. Детонационная волна, вырываясь из резонатора 18, создает ударный фронт, который останавливает сверхзвуковую струю горючей смеси и проходит в горло выходного сопла 17. За детонационной волной следует волна разрежения, и струя горючей смеси вновь поступает в резонатор 18. Процесс повторяется. Продукты сгорания в виде детонационных волн, протекая по выходному соплу 17, нагревают его, а детонационные колебания волн в резонаторе нагревают стенки резонатора 18. Нагреваемые стенки выходного сопла 17 и резонатора 18 прогревают теплообменники 19 и 20. После выхода двигателя на установившийся режим пусковые электронагреватели 21 и 22 отключают выключателем 31. Двигатель в этом случае продолжает работать за счет теплообмена между раскаленными стенками резонатора 18 и выходного сопла 17 с горючим и его паром, протекающими через теплообменники 19 и 20.

Схема питания тяговых модулей пульсирующего детонационного сгорания горючим и электричеством представлена на фиг.3.

Здесь 32 - бак с горючим; 33 - источник тока (например, электроаккумулятор); 34 - фильтр горючего; 35 - топливопровод; 36 - ручка управления двигателем (РУД); 37 - насос переменной производительности; 38 - напорная магистраль (трубопровод жидкого горючего 28 на фиг.2 и 11 на фиг.1); 39 - шток регулятора насоса переменной производительности; 40 - цилиндр регулятора насоса переменной производительности; 41 - поршень регулятора насоса переменной производительности; 42 - пружина регулятора насоса переменной производительности; 43 - подвижная втулка регулятора насоса переменной производительности; 44 - трубка отрицательной обратной связи; 45 - электрогенератор; 46 - регулятор напряжения и тока электрогенератора; 47 - тепловой двигатель (например, внутреннего сгорания); 48 - электростартер, 49 - ключ электростартера; 50 - картер теплового двигателя; 51 - провода электронагревателей; 52 - выключатель электронагревателей (31 на фиг.2 и 10 на фиг.1); 53 - тяговые модули детонационного сгорания, приведенные на фиг.1 или фиг.2); 54 - крепление тяговых модулей на летательном аппарате.

Работает устройство, реализующее предложенный способ, следующим образом.

Перед запуском системы питания тяговых модулей ручку управления двигателем (РУД) 36 устанавливают в исходное положение, обеспечивающее нулевую подачу горючего. Ключом стартера 49 присоединяют источник тока (аккумуляторную батарею) 33 к стартеру 48 и стартер запускает тепловой двигатель (например, внутреннего сгорания) 47. Тепловой двигатель 47 вращает ротор насоса переменной производительности 37, но так как ручка управления двигателем (РУД) установлена в нейтральное (нулевое) положение, то насос переменной производительности 37 не создает давления в напорной магистрали 38. После прогрева теплового двигателя (например, внутреннего сгорания) 49 выключателем пусковых электронагревателей 52 по проводам 51 подают электрический ток от генератора 45 и аккумуляторной батареи 33 на пусковые электронагреватели тяговых модулей 53 и прогревают их до температуры 200÷800°С. Затем ручкой управления двигателем (РУД) 36 увеличивают подачу горючего в напорную магистраль 38. При повороте ручки управления двигателем (РУД) 36, связанной с кулачком, кулачок толкает втулку регулятора 43, которая сжимает пружину регулятора 42. Пружина регулятора 42 давит на поршень 41, соединенный со штоком 39. Смещение штока 39 вправо увеличивает производительность насоса 37. Горючее, поступая в теплообменники тяговых модулей, испаряется и в виде струй пара высокого давления 10÷30 МПа, создаваемого насосом переменной производительности 37, через сверхзвуковые сопла эжекторов тяговых модулей поступает в камеры смешения эжекторов тяговых модулей 53, где эжектирует воздух из окружающей атмосферы, смешивается с воздухом и в виде горючей смеси поступает в резонаторы тяговых модулей 53. В резонаторах тяговых модулей возникают акустические колебания, частота которых зависит от конструктивных размеров резонатора и скорости заполняющего объем резонатора потока горючей смеси (эффект Гартмана). Акустические колебания в резонаторе совершают работу по сжатию и расширению газа, которая превращается в теплоту (эффект Шпрингера). Чем выше частота колебаний и больше их амплитуда, тем больше скорость распространения волны и тем больше выделяется теплоты. Выделяющаяся теплота повышает температуру горючей смеси и вызывает ее самовоспламенение. При скорости движения акустической волны, близкой к скорости ударной волны, возникает детонационное сгорание горючего в этой волне, которое происходит так быстро, что объем горящей смеси не успевает расшириться, т.е. сгорание топлива происходит как бы в постоянном объеме, что значительно повышает КПД термодинамического цикла по сравнению с турбокомпрессорным циклом Брайтона, используемым в современных турбореактивных двигателях, в которых сгорание топлива происходит при постоянном низком давлении. После детонационного сгорания горючей смеси в волне ее скорость становится детонационной, а сама сгоревшая смесь приобретает сверхзвуковую скорость, которая может быть увеличена в расширяющемся сверхзвуковом сопле. Детонационная волна, проникшая в резонатор, достигает дна и отражается от него. Падающие и отраженные волны при встрече образуют стоячие волны, которые, пересекаясь в одной фазе, усиливаются, а в противофазе - ослабляются, отчего детонационный процесс становится более устойчивым. Детонационная волна, ударяясь о дно резонатора (опорную стенку), резко повышает давление и температуру в импульсе горящей смеси. Пульсирующее давление на дно резонатора (опорную стенку), проинтегрированное по числу тяговых модулей и по времени, определяет тянущую силу системы.

На фиг.4 приведена конструктивная схема выполнения кольцевого сопла в виде отдельных сопел, между которыми возможен проход воздуха. Каждая отдельная струйка захватывает окружающий ее атмосферный воздух, что значительно сокращает протяженность зоны смешивания топливной смеси. Так как струи паров горючего расширяются с удалением от сопла, а пути струй, направленные к центру, сходятся (т.е. сужаются), то струя горючей смеси становится сплошной перед входом в резонатор. Поэтому резонатор работает как при сплошной кольцевой струе.

Для использования скоростного напора движущегося летательного аппарата и более эффективного прогрева паров горючего может быть использована схема пульсирующего двигателя детонационного сгорания с воздухозаборником на входе в камеру смешения и кожухом отбора горячего газа, направляемого на теплообменники, приведенная на фиг.5. Здесь 51 - провода пусковых электронагревателей, соединяющих источник тока через выключатель 52; 53 - тяговый модуль; 54 - крепление тягового модуля на летательном аппарате; 55 - воздухозаборник; 56 - окно камеры смешения тягового модуля; 57 - пусковой нагреватель в виде жидкостной или газовой горелки; 58 - кожух возвратного потока; 59 - рефлектор возвратного потока; 60 - пусковой электровоспламенитель.

Работает устройство следующим образом. Перед запуском пульсирующего реактивного детонационного двигателя выключателем 52 подают ток на электровоспламенитель 60, производят его разогрев и воспламенение жидкостной или газовой горелки 57. Пламя горелки направляют под кожух возвратного потока 58 (см. пунктирные стрелки навстречу возвратному потоку). После прогрева теплообменников тягового модуля 53 на него подают горючее насосом (см. позицию 37 фиг.3). В тяговом модуле 53 горючее нагревают, испаряют под высоким давлением насоса и через сверхзвуковое сопло и камеру смешения подают в виде горючей смеси в резонатор, где и осуществляют детонационное сжигание. Струя продуктов сгорания вырывается из выходного сопла тягового модуля. Часть продуктов сгорания (до 20%) захватывается кожухом возвратного потока 58 и направляется на теплообменники тягового модуля 53. В результате дополнительного подогрева температура паров горючего, а также горючей смеси, увеличивается, что благоприятно сказывается на работе пульсирующего двигателя детонационного сгорания [Нечаев Ю.Н., Чень-Синь (ВВА им. проф. Н.Е. Жуковского). Параметрические исследования детонационных волн сгорания в тяговых модулях пульсирующих детонационных двигателей // В сб. «Актуальные проблемы российской космонавтики: Труды XXXI Академических чтений по космонавтике», М.: Комиссия РАН по разработке научного наследия пионеров освоения космического пространства, 2007 - С.378-379].

Предложенные способ работы воздушно-реактивного двигателя с тяговыми модулями пульсирующего детонационного сгорания топлива и устройство для его реализации позволяют существенно улучшить стоимость, технико-экономические и другие характеристики двигательных установок летательных аппаратов за счет более экономичного расхода горючего и упрощения конструкции. Это достигается путем использования энергии перегретого пара горючего и отказа от применения турбокомпрессорного агрегата значительной мощности, примерно одну четверть массы которого составляют вращающиеся массы, создающие значительные вибрации летательного аппарата.

1. Способ работы воздушно-реактивного двигателя с тяговыми модулями пульсирующего детонационного сгорания, включающий смешивание горючего с воздухом и подачу горючей смеси в резонатор, детонационное сжигание горючей смеси в резонаторе, отличающийся тем, что на резонаторе и выходном сопле тяговых модулей устанавливают теплообменники, которые перед запуском нагревают до температуры 200-800°С при помощи пусковых нагревателей; жидкое горючее сжимают до давления 10-30 МПа и подают в нагретые теплообменники, где его испаряют и перегревают, сжатый до 10-30 МПа и перегретый до температуры 200-600°С пар подают в сопла эжектора, камера смешения которого связана с окружающей средой; в камере смешения производят смешение паров горючего с воздухом, полученную горючую смесь направляют в резонатор, в котором производят детонационное сжигание горючей смеси; для подачи горючего в тяговые модули насос переменной производительности приводят в движение тепловым двигателем (например, внутреннего сгорания), тепловой двигатель запускают электростартером, электростартер питают от источника тока (например, аккумуляторной батареи), источник тока (например, аккумуляторную батарею) заряжают генератором, приводимым в движение тепловым двигателем, прогрев тяговых модулей перед запуском производят пусковыми нагревателями, питаемыми от источника тока (например, от аккумуляторной батареи и электрического генератора или внешней сети); сверхзвуковую струю из кольцевого сопла разбивают на отдельные струйки так, чтобы между ними образовывались промежутки для прохода воздуха.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что теплообменники перед пуском прогревают с помощью газовых или жидкостных горелок с пусковыми электровоспламенителями, воздух в камеру смешения тяговых модулей подают через воздухозаборники, отбирают до 20% выходящего реактивного потока и дополнительно нагревают им горючее в теплообменниках.

3. Пульсирующий двигатель детонационного сгорания, содержащий резонатор, выходное сопло, установленное напротив резонатора, устройство подготовки горючей смеси, соединенное с кольцевым соплом, отличающийся тем, что на резонаторе и выходном сопле тяговых модулей установлены теплообменники, снабженные пусковыми нагревателями, которые перед запуском нагревают теплообменники до температуры 200-800°С; насос переменной производительности, сжимающий жидкое горючее до 10-30 МПа, соединен с теплообменниками через напорную магистраль, теплообменники соединены сверхзвуковыми соплами эжектора с камерой смешения эжектора, которая, в свою очередь, сообщается с атмосферным воздухом и с резонатором, резонатор отделен от выходного сопла камерой смешения; насос переменной производительности механически соединен с тепловым двигателем, снабженным электростартером, источником тока (например, электроаккумуляторной батареей), электрогенератором; источник тока (например, электроаккумуляторная батарея) соединен выключателем с пусковыми электронагревателями, объединенными с теплообменниками; кольцевое сопло выполнено многосопловым с промежутками для прохода воздуха вокруг каждой струи.

4. Пульсирующий двигатель детонационного сгорания по п.3, отличающийся тем, что пусковые электронагреватели установлены внутри теплообменников.

5. Пульсирующий двигатель детонационного сгорания по п.3, отличающийся тем, что пусковые электронагреватели намотаны поверх теплообменников.

6. Пульсирующий двигатель детонационного сгорания по п.3, отличающийся тем, что пусковые электронагреватели выполнены в виде индукционных катушек и соединены с источником тока через высокочастотные генераторы.

7. Пульсирующий двигатель детонационного сгорания по п.3, отличающийся тем, что он снабжен воздухозаборником, кожухом и рефлектором возвратного потока, пусковые нагреватели выполнены в виде жидкостных (газовых) горелок с пусковыми электрозапальниками.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к технике, преимущественно военной, а именно к двигателям летательных аппаратов, и может быть использовано, вероятнее всего, в качестве двигателя небольших беспилотных летательных аппаратов, таких как зенитные, авиационные и тактические ракеты, беспилотные разведчики, летающие мишени и т.п., а также в качестве сбрасываемых дополнительных двигателей.

Изобретение относится к технике, преимущественно военной, а именно к двигателям летательных аппаратов, и может быть использовано, вероятнее всего, в качестве двигателя аппарата вертикального взлета и посадки.

Изобретение относится к машиностроению, преимущественно к силовым и энергетическим установкам, и может быть использовано для получения тяги. .

Изобретение относится к пульсирующим воздушно-реактивным двигателям детонационного горения и может быть использовано, например, в качестве двигателя газореактивного электрогенератора или летательного аппарата с дозвуковыми скоростями полета, в частности вертолета.

Изобретение относится к способам и средствам для получения тяги и может быть использовано в конструкциях двигателей различного назначения. .

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к устройству ракетных двигателей, в которых для ускорения отбрасываемой массы газообразного рабочего тела и создания реактивной тяги используется тепловая энергия, получаемая на борту двигательной установки, например, с помощью ядерного реактора, концентратора солнечного излучения или другого первичного источника энергии.

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано для создания тяги как на летательных аппаратах, так и на других транспортных средствах, а также в стационарных энергоустановках для создания крутящего момента.

Изобретение относится к импульсному устройству для сжигания топлива и способу акустического спекания микрочастиц, образующихся при сгорании топлива, так чтобы эти частицы можно было удалить из потока продуктов сгорания.

Изобретение относится к пульсирующим воздушно-реактивным двигателям с резонансными камерами сгорания. .

Изобретение относится к пульсирующим воздушно-реактивным двигателям с резонансными камерами сгорания. .

Изобретение относится к силовым установкам для получения тяги и обеспечения движения летательных аппаратов различного назначения

Изобретение относится к импульсным детонационным воздушно-реактивным и ракетным двигателям и может быть использовано в качестве двигателя летательных аппаратов, а также в качестве двигателя газореактивного электрогенератора

Изобретение относится к технике, преимущественно военной, а именно к двигателям летательных аппаратов, и может быть использовано, вероятнее всего, в качестве двигателя небольших беспилотных летательных аппаратов, таких как зенитные, авиационные и тактические ракеты, беспилотные разведчики, летающие мишени, а также в качестве сбрасываемых дополнительных двигателей

Изобретение относится к технике, преимущественно военной, а именно к двигателям летательных аппаратов, и может быть использовано, вероятнее всего, в качестве двигателя небольших беспилотных летательных аппаратов, таких как зенитные, авиационные и тактические ракеты, беспилотные разведчики, летающие мишени, а также в качестве сбрасываемых дополнительных двигателей

Изобретение относится к технике, преимущественно военной, а именно к двигателям летательных аппаратов, и может быть использовано, вероятнее всего, в качестве двигателя небольших беспилотных летательных аппаратов, таких как зенитные, авиационные и тактические ракеты, беспилотные разведчики, летающие мишени и т.п., а также в качестве сбрасываемых дополнительных двигателей

Изобретение относится к классам ВРД, условно называемым "пульсирующими двигателями" (ПуВРД) и «пульсирующими детонационными двигателями» (ПДД)
Изобретение относится к области машиностроения, преимущественно к силовым установкам, и может быть использовано для получения тяги и обеспечения движения транспортных средств различного назначения на воде и под водой

Изобретение относится к технике, преимущественно военной, а именно к двигателям летательных аппаратов, и может быть использовано, вероятнее всего, в качестве двигателя небольших беспилотных летательных аппаратов, таких как беспилотные разведчики, летающие мишени и т.п., а также в качестве сбрасываемых дополнительных двигателей

Изобретение относится к области реактивной техники, в том числе к воздушно-реактивным двигателям, и может быть использовано при разработке летательных аппаратов различных классов и назначения с дешевыми экономичными воздушно-реактивными двигателями, создающими пониженные вибрации

Наверх