Способ организации горения в гиперзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе и гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель



Способ организации горения в гиперзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе и гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель
Способ организации горения в гиперзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе и гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель

 


Владельцы патента RU 2453719:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" (RU)

Способ организации горения в гиперзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе включает в себя подачу топлива в сверхзвуковой воздушный поток и организацию химической реакции горения полученного сверхзвукового потока топливовоздушной смеси формированием плоской наклонной ударной волны и инициированием стационарной наклонной детонационной волны. Сверхзвуковой поток топливовоздушной смеси дополнительно перед формированием плоской наклонной ударной волны облучают лазерным многократно отраженным излучением с частотой, резонансно совпадающей с частотой линии поглощения молекулярного кислорода из основного электронного состояния в возбужденное метастабильное состояние. Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит удлиненный корпус, на одном конце которого имеется вход для воздуха, и снабжен источником лазерного излучения. Промежуточная часть корпуса оборудована как камера сгорания и снабжена устройством для ввода топлива и клиновидным телом с вершиной клина, обращенной навстречу сверхзвуковому потоку. Источник лазерного излучения установлен перед клином в зоне образования наклонной ударной волны с отражателями излучения, установленными при вершине клина. Изобретение направлено на интенсификацию горения за счет повышения скорости химических реакций горения путем возбуждения молекул кислорода. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится к двигателестроению, а точнее к способу организации горения в гиперзвуковом прямоточном реактивном двигателе и гиперзвуковому прямоточному воздушно-реактивному двигателю с горением в наклонной детонационной волне.

Известен способ организации горения в гиперзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе, заключающийся в подаче топлива до входа в камеру сгорания (патент РФ №2262000). Подачу топлива осуществляют перед воздухозаборником в зоне, образованной между топливной форсункой, пилонами и воздухозаборником.

Известен способ организации режима горения в прямоточном воздушно-реактивном двигателе гиперзвукового летательного аппарата, при котором топливовоздушную смесь подают в камеру сгорания двигателя, генерируют внутренние ударные волны в проточной части камеры сгорания, формируемые регулируемыми элементами камеры сгорания, и осуществляют детонационное горение смеси в камере сгорания с последующим расширением продуктов детонации в сопле (патент РФ №2285143). В проточной части камеры сгорания создают систему симметричных наклонных падающих ударных волн. В центральной части поперечного сечения камеры сгорания происходит детонационное сжигание смеси с образованием в ней высокотемпературной области продуктов детонации.

Известно (Г.Н.Абрамович. Прикладная газовая динамика. Из-во «Наука» М., 1976, 888 с), что направленный импульс тяги эффективно можно реализовать с помощью струи, истекающей через сопловое устройство типа сопла Лаваля, которое содержит дозвуковую часть, представляющую сужающийся канал в направлении течения, и сверхзвуковую часть - быстро расширяющийся канал, например, конической формы, от некоторого минимального сечения, которое называется критическим сечением.

Известен гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель, содержащий корпус с камерой сверхзвукового горения, центральным телом, укрепленным в тракте двигателя и источник подвода горючего (заявка РФ №94016727, опубл. 1996 г.).

Известен сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель, содержащий центральное тело, на поверхности которого непосредственно за критическим сечением сжигают топливо (авторское свидетельство СССР №636867, опубл. 2005 г.).

Из результатов исследований следует, что использование управления цепным механизмом химических реакций обеспечивает повышение эффективности процесса горения. Интенсификация цепного механизма химических реакций при горении позволяет найти новые решения по организации рабочего процесса в камере сгорания прямоточных двигателей для больших сверхзвуковых скоростей полета и существенно повысить тяговые характеристики двигателя в составе силовой установки летательного аппарата.

Одним из способов организации эффективного горения в прямоточном двигателе для больших сверхзвуковых чисел Маха полета является горение топливовоздушной смеси за фронтом наклонной детонационной волны. Так, например, в работе Chinitz W. "On the use of shock-induced combustion in hypersonic engines." AIAA Paper №96-4536. 1996 г. показано, что применение режима детонационного горения в наклонной детонационной волне в прямоточном воздушно-реактивном двигателе позволяет увеличить удельный импульс тяги двигателя в сравнении с традиционным гиперзвуковым воздушно-реактивным двигателем с диффузионным режимом горения, начиная с числа Маха полета М=12. По оценкам этой работы выигрыш по удельному импульсу двигателя с горением за наклонной детонационной волной возрастает по мере увеличения числа Маха полета, где эффективность гиперзвукового прямоточного двигателя резко уменьшается. При числе Маха М=16 по оценкам упомянутой работы этот выигрыш по удельному импульсу может достигать почти 30%.

Реализация горения в наклонной детонационной волне требует создания наклонной ударной волны, которая запускает процесс горения при повышении давления и температуры за ней. Однако практическое осуществление режима горения в наклонной детонационной волне с учетом реального кинетического механизма химических реакций требует больших длин формирования наклонной детонационной волны из-за большого времени индукции за фронтом ударной волны. Это приводит к существенному удлинению камеры сгорания, что сопровождается ростом весогабаритных характеристик конструкций таких двигателей, или делает ее практически нереализуемой из-за невозможности сформировать наклонную детонационную волну на приемлемой с практической точки зрения длине (А.М.Старик, Н.С.Титова. Кинетика и катализ. 2003, т.44, №1, с.35-46). Поэтому сокращение длины зоны формирования наклонной детонационной волны является ключевой проблемой реализации концепции прямоточного двигателя с горением в наклонной детонационной волне.

В основу изобретения положена задача создания способа организации горения в гиперзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе и гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя, позволяющих повысить эффективность двигателя путем сокращения длины зоны формирования наклонной детонационной волны.

Техническим результатом является интенсификация горения за счет повышения скорости химических реакций горения в гиперзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе путем возбуждения молекул окислителя О2 во второе электронно-возбужденное состояние

Техническим результатом является также повышение эффективности гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя за счет интенсификации химических реакций горения и увеличения импульса тяги.

Суть изобретения заключается в увеличении физической скорости энерговыделения и сокращении длины зоны формирования наклонной детонационной волны (сокращении зоны индукции в сверхзвуковом потоке).

Поставленная задача решается тем, что в способе организации горения в гиперзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе, включающем подачу топлива в сверхзвуковой воздушный поток и организацию горения полученного сверхзвукового потока топливовоздушной смеси формированием плоской наклонной ударной волны и инициированием стационарной наклонной детонационной волны, сверхзвуковой поток топливовоздушной смеси дополнительно перед формированием плоской наклонной ударной волны облучают лазерным многократно отраженным излучением с частотой, резонансно совпадающей с частотой линии поглощения молекулярного кислорода из основного электронного состояния в возбужденное метастабильное состояние.

Частота лазерного излучения составляет примерно 3.93×1014 с-1.

Поставленная задача решается также тем, что гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель, содержащий удлиненный корпус, на одном конце которого имеется вход для воздуха как окислителя топлива, промежуточная часть корпуса оборудована как камера сгорания и снабжена устройством для ввода топлива и клиновидным телом с вершиной клина, обращенной навстречу сверхзвуковому потоку, снабжен источником лазерного излучения с частотой, резонансно совпадающей с частотой линии поглощения молекулярного кислорода из основного электронного состояния в возбужденное метастабильное состояние с отражателями излучения, установленными при вершине клина.

Целесообразно в качестве источника лазерного излучения использовать волоконный лазер с диодной накачкой (см., например, И.А.Буфетов, М.М.Бубнов и др. Квантовая электроника 35. №4 (2005), с.328).

Частота лазерного излучения составляет ν примерно 3.93×1014 с-1 и соответствует частоте в области длин волн излучения: ≈762 нм.

В дальнейшем изобретение поясняется описанием и чертежами, где:

на фиг.1 показана принципиальная схема организации горения в сверхзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе, согласно изобретению,

на фиг.2 - вид А-А принципиальной схемы фиг.1.

Для осуществления горения в гиперзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе топливо подают в сверхзвуковой воздушный поток и организуют горение полученного сверхзвукового потока топливовоздушной смеси формированием плоской наклонной ударной волны и инициированием стационарной наклонной детонационной волны.

В качестве топлива может быть применено топливо на основе водорода (Н2). Согласно изобретению сверхзвуковой поток топливовоздушной смеси перед формированием плоской наклонной ударной волны дополнительно облучают многократно отраженным лазерным излучением с частотой, резонансно совпадающей с частотой линии поглощения молекулярного кислорода из основного электронного состояния в возбужденное метастабильное состояние. Эта частота составляет примерно 3.93×1014 с-1 и соответствует частоте в области длин волн излучения: ≈762 нм.

Известно, что поглощение лазерного излучения молекулами кислорода возможно на указанной частоте в области длин волн ≈762 нм. См., например, «Н.И Липатов, А.С.Бирюков, Э.С.Гулямова. Квантовая электроника 38. №13, 1179 (2008)». Возбужденные молекулы в результате межмолекулярных соударений переходят далее в синглетное состояние О2 (А 1Δg) и становятся более активными в преодолении активационного барьера химической реакции окисления, поэтому процесс окисления горючего происходит с гораздо большей скоростью и зона индукции значительно сокращается.

При облучении сверхзвукового потока топливовоздушной смеси перед формированием плоской наклонной ударной волны лазерным излучением с частотой, резонансно совпадающей с частотой линии поглощения молекулярного кислорода из основного электронного состояния в возбужденное метастабильное состояние, происходит возбуждение молекул окислителя О2 в электронно-возбужденное состояние и увеличение скорости энерговыделения при осуществлении режима непрерывного детонационного горения. Генерацию указанного состояния осуществляют переводя молекулы кислорода лазерным излучением из основного электронного состояния в возбужденное состояние

Увеличение физической скорости энерговыделения и сокращение ее зоны индукции в сверхзвуковом потоке приводит к повышению эффективности горения в сверхзвуковых топливовоздушных потоках.

Принципиальная схема гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя, реализующего способ согласно изобретению, представлена на фиг.1 и 2.

Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит удлиненный корпус, на одном конце которого имеется вход для воздуха как окислителя топлива в виде воздухозаборника. Воздухозаборник двигателя щелевого типа образован пластинами 1 и 2 и боковыми пластинами, которые не показаны, чтобы не загромождать рисунок.

Промежуточная часть 6 корпуса оборудована как камера сгорания и снабжена устройством 5 для ввода топлива, например инжектором водорода, и клиновидным телом (клином) 4 стабилизации детонационной волны. Вершина клина 4 обращена навстречу сверхзвуковому потоку.

Промежуточная часть 6 служит для смешения окислителя топлива и сгорания полученной смеси с формированием плоской наклонной ударной волны и инициированием стационарной наклонной детонационной волны 7.

Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель, согласно изобретению, снабжен источником 12 лазерного излучения с частотой, резонансно совпадающей с частотой линии поглощения молекулярного кислорода из основного электронного состояния в возбужденное метастабильное состояние, который установлен перед клином 4 и формирует область воздействия лазерного излучения 9, с отражателями излучения 10 и 11, лучей (Ye×lp), установленными перед вершиной клина 4, площадью сечения пучка лучей (Ye×lp).

Целесообразно в качестве источника лазерного излучения использовать волоконный лазер с диодной накачкой (см., например, И.А.Буфетов, М.М.Бубнов и др. Квантовая электроника 35. №4 (2005), с.328).

Частота источника лазерного излучения составляет примерно: ν=3.93×1014 с-1 и соответствует частоте в области длин волн излучения: ≈762 нм.

Сокращение длины зоны индукции осуществляется воздействием на водородно-воздушную смесь лазерным излучением с площадью сечения пучка лучей (Ye×lp) в расчетной области перед клином 4 стабилизации детонационной волны.

При обтекании сверхзвуковым потоком верхней пластины 1 с внешним углом, например 5°, образуются волновые возмущения в виде падающих и отраженных наклонных скачков уплотнения 3 на пластинах 1 и 2 воздухозаборника. На выходе области третьего скачка уплотнения располагается инжектор 5 подачи топлива в виде жидкого или газообразного водорода. После смешения под действием трехскачкового волнового возмущения на фронте третьего скачка в потоке развивается температура, достаточная для воспламенения водородно-воздушной смеси. После отражения скачка от нижней пластины 2 в области воспламенения образуется наклонная ударная волна, стабилизированная клинообразным встречным выступом с углом 8° при вершине клина 4, как показано на фиг.2.

После детонационного фронта по потоку создается зона индукции непрерывного детонационного горения с повышенной температурой и сверхзвуковой скоростью истечения, создающая импульс тяги двигателя.

Источником лазерного излучения может служить волоконный лазер, накачка которого может осуществляться с помощью светодиодов. Техника волоконных лазеров в настоящее время достигла высокого уровня, что позволяет (Н.И.Липатов, А.С.Бирюков, Э.С.Гулямова. Квантовая электроника 38. №13, 1179, 2008) перешагнуть киловаттный уровень выходной мощности излучения. Поэтому, несмотря на малый коэффициент поглощения лазерного излучения на указанном переходе молекулярного кислорода, можно получить достаточную концентрацию молекул синглетного кислорода в потоке, позволяющую инициировать непрерывное детонационное горение в сверхзвуковом потоке указанным способом.

Кроме того, увеличивая длину оптического хода в облучаемом потоке, например, за счет повторного многократного прохождения возбуждающего излучения через облучаемую среду, можно также значительно увеличить концентрацию молекул синглетного кислорода на фронте наклонной детонационной волны и ускорить процесс горения на ее фронте.

Длину оптического хода в облучаемом потоке согласно изобретению увеличивают за счет повторного многократного прохождения возбуждающего излучения через облучаемую среду с помощью отражающих излучение зеркал 10 и 11, расположенных на границах потока в соответствующих граничных областях Ye и lp (фиг.2). Это значительно увеличивает концентрацию молекул синглетного кислорода на фронте наклонной детонационной волны и ускоряет процесс химической реакции горения на ее фронте.

Применение предлагаемого способа и устройства позволяет заметно увеличить импульс тяги гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя и существенным образом улучшить его весогабаритные характеристики, что в совокупности, при реализации на практике, создает значительный технико-экономический эффект.

1. Способ организации горения в гиперзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе, включающий подачу топлива в сверхзвуковой воздушный поток и организацию химической реакции горения полученного сверхзвукового потока топливовоздушной смеси формированием плоской наклонной ударной волны и инициированием стационарной наклонной детонационной волны, отличающийся тем, что сверхзвуковой поток топливовоздушной смеси дополнительно перед формированием плоской наклонной ударной волны облучают лазерным многократно отраженным излучением с частотой, резонансно совпадающей с частотой линии поглощения молекулярного кислорода из основного электронного состояния в возбужденное метастабильное состояние.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что частота лазерного излучения составляет примерно 3.93·1014 с-1.

3. Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель, содержащий удлиненный корпус, на одном конце которого имеется вход для воздуха как окислителя топлива, промежуточная часть корпуса оборудована как камера сгорания и снабжена устройством для ввода топлива и клиновидным телом с вершиной клина, обращенной навстречу сверхзвуковому потоку, отличающийся тем, что снабжен источником лазерного излучения с частотой, резонансно совпадающей с частотой линии поглощения молекулярного кислорода из основного электронного состояния в возбужденное метастабильное состояние, который установлен перед клином в зоне образования наклонной ударной волны с отражателями излучения, установленными при вершине клина.

4. Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель по п.3, отличающийся тем, что в качестве источника лазерного излучения используют волоконный лазер.

5. Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель по п.3, отличающийся тем, что для накачки волоконного лазера используют светодиоды.

6. Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель по п.3, отличающийся тем, что источник лазерного излучения имеет частоту лазерного излучения примерно: 3.93·1014 с-1.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к двигателю, использующему воздух, движущийся со сверхзвуковыми скоростями для сжатия, сжигания и расширения. .

Изобретение относится к тепловым и ядерным силовым установкам, в частности к реактивным двигательным установкам, и может быть использовано для защиты от тепловых потоков высокой плотности деталей и узлов, в том числе датчиков замера параметров рабочего тела, линий коммуникаций, а также устройств распыла дополнительной среды, располагаемых в тракте высокотемпературного, высокоскоростного рабочего тела силовой установки.

Изобретение относится к устройствам, предназначенным для передачи механической энергии движения от теплового двигателя внутреннего сгорания к электрогенератору.

Изобретение относится к области машиностроения, а именно к конструированию турбореактивных двигателей, и может быть использовано в реактивном двигателе, преимущественно Черемушкина О.В.

Изобретение относится к прямоточно-эжекторным двигателям и может использоваться в области ракетно-тактического и ракетно-космического оружия, а также для вывода на околоземные орбиты различных полезных грузов.

Изобретение относится к области космической и специальной техники, а точнее к силовым установкам для гиперзвуковых летательных аппаратов (ГЛА) и многоразовых космических транспортных систем (МКТС) с комбинированными и силовыми установками.

Изобретение относится к авиационному двигателестроению, а именно к гиперзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателям (ГПВРД), и может быть использовано в двигательных установках гиперзвуковых летательных аппаратов.

Изобретение относится к реактивным двигательным установкам и предназначено для использования при полетах летательных аппаратов в воздушном пространстве. .

Изобретение относится к реактивным двигателям без газовых турбин

Изобретение относится к авиационному двигателестроению, а именно к гиперзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателям (ГПВРД)

Аппарат для взаимодействия с воздухом или газом, способный выполнять функцию компрессора или детандера, содержит корпус, вал для передачи крутящего момента, ротор. Вал для передачи крутящего момента проходит через корпус с возможностью вращения вокруг оси и функционально соединен с ротором. Ротор позволяет поддерживать его устойчивое вращение при окружной скорости обода, составляющей приблизительно от 2000 до 5400 футов в секунду. Кольцевая область вокруг ротора и внутри корпуса образует проход для потока. Корпус также включает выпускное отверстие для потока, образующее проход для вытекания высокоэнергетического газа или воздуха наружу из кольцевой области или его втекания в кольцевую область. Вал содержит материал с высокой удельной прочностью на сжатие или растяжение и имеет проходы для потока, обеспечивающие прохождение потока воздуха или газа к ротору или от ротора. Некоторые части вала обмотаны намотками из волоконного жгута из материала с высокой удельной прочностью на растяжение, натягиваемыми примерно до половины их предела прочности на разрыв. Ротор окружает часть вала внутри корпуса и имеет проходы для потока газа или воздуха, пропускающие поток в радиальных направлениях и задерживающие поток от ротора в осевом направлении. Ротор содержит материал с высокой удельной прочностью на растяжение и компрессионный материал, сжатый намотками из волоконного жгута с высокой удельной прочностью на растяжение, натягиваемыми примерно до половины их предела прочности на разрыв. Материал с высокой удельной прочностью на сжатие функционально соединен с валом сжатием или, по меньшей мере, одной намоткой из волоконного жгута. Аппарат, способный выполнять функции компрессора, в функции компрессора содержит кольцевую область вокруг ротора и внутри корпуса, выполненную с возможностью формирования в процессе работы прохода для воздуха или газа от ротора к выпускному отверстию для потока в корпусе, внутри которого воздух или газ проходит по спирали в радиальном направлении от ротора наружу через кольцевую область и с уменьшением скорости. При этом кольцевая область обеспечивает в процессе работы выход потока воздуха или газа в радиальном направлении от ротора наружу. Реактивный и механический двигатели содержат описанный выше аппарат в качестве компрессора. Изобретение направлено на уменьшение расхода топлива, повышение кпд, снижение выбросов CO2 и снижение стоимости двигателя. 3 н. и 13 з.п. ф-лы, 11 ил., 8 табл.

Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ГПВРД) содержит корпус, воздухозаборник с центральным телом, внутри которого установлена топливная форсунка в виде газоструйного резонатора с острой передней кромкой, соединенной пилонами с воздухозаборником, камеру сгорания, воспламенитель, сопло, систему управления и твердотопливный картридж для стартового разгона. Способ организации рабочего процесса в ГПВРД заключается в сжигании твердотопливного заряда картриджа, сжатии воздуха в воздухозаборнике, генерировании внутренних ударных волн в проточной части двигателя, подаче в камеру сгорания через топливную форсунку нанодисперсного топлива, содержащего углеродные нанотрубки с капсулированным в них водородом, организации пульсирующего режима горения топливовоздушной смеси в камере сгорания с частотой в диапазоне от 100 до 4000 герц, расширении продуктов горения в сопле и регулировании режима горения. Изобретение направлено на повышение темпа набора скорости, улучшение полноты сгорания топлива и совершенствование массогабаритных характеристик летательного аппарата с ГПВРД. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит сверхзвуковой воздухозаборник, сверхзвуковую камеру сгорания, выходное сверхзвуковое сопло, обечайку, регулятор давления подачи топлива, устройство подачи топлива в двигатель, источник лазерного излучения и оптическую систему. Воздухозаборник, камера сгорания и сопло образуют газовый тракт двигателя. Источник лазерного излучения выполнен с возможностью генерации излучения на заданной частоте, резонансно совпадающей с частотой линии поглощения молекулярного кислорода из основного электронного состояния в возбужденное метастабильное состояние. Устройство подачи топлива в двигатель сделано в виде вертикального набора пилонов и установлено поперечно в тракте двигателя. Оптическая система размещена в тракте после устройства подачи топлива и включает, по меньшей мере, одну пару противоположно расположенных поперечно тракту, отражателей излучения с образованием между отражателями зоны сканирования излучения. На одном из отражателей установлен питающий волновод источника лазерного излучения. Устройство подачи топлива установлено в тракте воздухозаборника. В каждом пилоне выполнены топливный канал, буферная топливная емкость и сопло инжектора, сопряженные гидравлически между собой. Регулятор давления подачи топлива соединен магистралями с топливными каналами каждого пилона. Пары отражателей излучения оптической системы расположены за соплами инжекторов одного или нескольких пилонов с возможностью образования отдельных зон сканирования. Нижняя граница каждой зоны сканирования расположена над верхней задней кромкой сопла инжектора соответствующего пилона и направлена от сопла инжектора к выходу камеры сгорания с площадью сканирования, определяемой в соответствии с выражением, защищаемым настоящим изобретением. Изобретение позволяет уменьшить время задержки и температуру воспламенения топливовоздушной смеси, повысить полноту сгорания топливовоздушной смеси. 5 з.п. ф-лы, 13 ил.

Изобретение может быть использовано в космической и оборонной отрасли. Способ воспламенения топливной смеси заключается в том, что в камеру сгорания двигателя подают высокоскоростной поток воздуха, обеспечивают торможение потока, образуют в камере сгорания топливную смесь и воспламеняют ее. Так же обеспечивают торможение потока топливной смеси. Торможение осуществляют до дозвуковых чисел Маха посредством сужения камеры сгорания. Воспламенение топливной смеси осуществляют за счет обеспечения времени пребывания топливной смеси в камере сгорания больше времени индукции в реакции окисления горючего. Время пребывания топливной смеси в камере сгорания задают согласно защищаемых изобретением соотношений. Сужение камеры сгорания обеспечивают постепенным или местным уменьшением площади ее поперечного сечения. Изобретение направлено на упрощение процесса воспламенения топливовоздушной смеси при одновременном повышении надежности воспламенения, увеличении полноты сгорания топлива. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение может быть использовано в космической и оборонной отрасли. Высокоскоростной прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД) содержит последовательно расположенные воздухозаборное устройство, камеру сгорания (КС) и выходное сопло. В КС размещены форсунки подачи горючего с возможностью образования топливовоздушной смеси. Площадь входного сечения камеры сгорания выполнена больше площади ее выходного сечения, при этом площадь выходного сечения камеры сгорания определяется с учетом температуры воспламенения топливовоздушной смеси. Геометрические параметры КС определяются с учетом приведенных в тексте описания соотношений. Превышение площади входного сечения КС над площадью ее выходного сечения может быть обеспечено образованием местного сужения в зоне последнего или постепенным сужением КС по потоку. Технический результат заключается в повышении надежности и эффективности воспламенения, увеличении полноты и стабильности сгорания топлива, а также увеличении тяги и экономичности двигателя, надежности его запуска и снижении стоимости изготовления двигателя за счет кардинального упрощения конструкции и технологии изготовления. 5 з.п. ф-лы, 2 ил.

Способ организации воспламенения и горения топлива в гиперзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе высокоскоростного летательного аппарата, содержащего камеру сгорания, заключается в подаче горючего со сверхзвуковой скоростью через систему пилонов, обтекаемых кислородом, например, в составе воздуха. Затем воспламеняют топливовоздушную смесь, инициируя цепной механизм горения и энерговыделение в проточном тракте камеры. На границе раздела воздуха и горючего, по меньшей мере на выходе одного из пилонов, формируют струю холодной кислородной плазмы определенного поперечного размера, воздействуя на кислород электрическим разрядом с определенной величиной удельного энерговклада и приведенной напряженностью электрического поля. Изобретение направлено на снижение длины зоны воспламенения и зоны энерговыделения, увеличение тяги гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя, снижение затрат энергии на процесс инициирования горения. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к авиационному двигателестроению и предназначено для прямоточных воздушно-реактивных двигателей. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель на твердом горючем содержит воздухозаборник, газогенератор с зарядом твердого горючего в отдельном корпусе, камеру дожигания и сопло. Функционирование двигателя в режиме сверхзвукового горения включает неполное торможение воздушного потока в воздухозаборнике, газификацию твердого горючего в газогенераторе, разложение продуктов газификации в охлаждающем тракте, смешение воздуха и продуктов разложения, воспламенение и сжигание смеси в камере дожигания, расширение продуктов сгорания в сопле. Также представлен способ функционирования прямоточного воздушно-реактивного двигателя на твердом горючем. Изобретение позволяет улучшить массогабаритные характеристики, повысить энергоемкость при быстром и полном сгорании горючего, а также обеспечить надежную защиту и охлаждение стенок камеры дожигания. 2 н. и 16 з. п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в камере сгорания гиперзвукового воздушно-реактивного двигателя. Генератор акустических колебаний для камеры сгорания гиперзвукового воздушно-реактивного двигателя содержит свечу зажигания, топливные сопла, профилированную геометрию проточной части, камеру смешения, вихревую камеру, выходной диффузор, лопаточное закручивающее устройство, сверхзвуковой диффузор. Изобретение направлено на снижение выбросов оксидов азота, повышение полноты сгорания горючего, как в объеме невозмущенного потока, так и в проточной части самого генератора акустических волн, отсутствие энергозатрат на создание необходимого давления. 1 ил.
Наверх