Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель



Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель

 


Владельцы патента RU 2481484:

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

Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит топливную форсунку, размещенную в носовой части двигателя перед воздухозаборником, и расположенные за ним камеру сгорания и сопло, а также устройство возбуждения молекул кислорода резонансным лазерным излучением в камере сгорания. Устройство возбуждения молекул кислорода содержит источник лазерного излучения с частотой, резонансно совпадающей с частотой линии поглощения молекулярного кислорода из основного электронного состояния в возбужденное состояние, и оптическую систему. Оптическая система размещена в воздухозаборнике на входе в камеру сгорания и выполнена с возможностью непрерывного сканирования топливно-воздушного потока лазерным лучом от источника лазерного излучения перпендикулярно оси потока в области, удовлетворяющей условию h/D=0.025-0.05, где D - диаметр проточной части на входе в камеру сгорания, h - поперечный размер области сканирования. Изобретение направлено на уменьшение весогабаритных характеристик двигателя вследствие сокращения длины зон энерговыделения. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

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

Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ГПВРД) представляет собой силовую установку для приведения в движение летательного аппарата при сверх- и гиперзвуковых скоростях полета. Проблема создания эффективного ГПВРД неразрывно связана с необходимостью обеспечения эффективного горения и смешения смеси топлива с воздухом.

Известен (в качестве прототипа) гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ГПВРД), который обеспечивает эффективное смешение топлива с воздухом (патент РФ №2262000 от 20.10.2003 г.). Топливная форсунка расположена в носовой части двигателя перед воздухозаборником по его оси и соединена с воздухозаборником и обтекаемыми пилонами. Образованная зона, между носовой частью, топливной форсункой, обтекаемыми пилонами и воздухозаборником, интенсифицирует смешение компонент топлива с воздухом за счет инжекции топлива перед воздухозаборником из топливной форсунки, где происходит взаимодействие подаваемой струи с системой волн сжатия и скачков уплотнения, генерируемых самим воздухозаборником. Однако диффузионный характер горения в этом случае, как показывают исследования этих устройств, требует больших длин зоны начального воспламенения, зоны индукции горения, а также непосредственной зоны энерговыделения, т.е. области интенсивного протекания химических реакций. Большая длина зоны энерговыделения приводит к увеличению длины камеры сгорания и, как следствие, к росту весогабаритных характеристик, что затрудняет создавать на практике реальные конструкции двигателей. Поэтому основной целью предлагаемого технического решения является сокращение длины зон энерговыделения и индукции горения.

В основу изобретения положена задача - уменьшение весогабаритных характеристик двигателя, что улучшает технико-экономические характеристики двигателя, повышая возможность его практического использования.

Технический результат - увеличение скорости энерговыделения в камере сгорания возбуждением молекул кислорода резонансным лазерным излучением.

Поставленная задача решается тем, что гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ГПВРД), содержащий топливную форсунку, размещенную в носовой части двигателя перед воздухозаборником, и расположенные за ним камеру сгорания и сопло, снабжен устройством возбуждения молекул кислорода резонансным лазерным излучением в камере сгорания.

Целесообразно, чтобы устройство возбуждения молекул кислорода резонансным лазерным излучением содержало источник лазерного излучения с частотой, резонансно совпадающей с частотой линии поглощения молекулярного кислорода из основного электронного состояния в возбужденное состояние, и оптическую систему, размещенную в воздухозаборнике на входе в камеру сгорания и выполненную с возможностью непрерывного сканирования топливно-воздушного потока лазерным лучом от источника лазерного излучения перпендикулярно оси потока в области, удовлетворяющей условию: h/D=0.025-0.05, где D - диаметр проточной части на входе в камеру сгорания, h - поперечный размер области сканирования.

Кроме того, целесообразно, чтобы оптическая система была выполнена в виде двух зеркал, отстоящих друг от друга на расстояние, равное внутреннему диаметру D проточной части ГПВРД, при этом одно из зеркал вогнутое, а другое плоское и в нем выполнено сквозное отверстие для ввода луча лазера в пространство между зеркалами, при этом оба зеркала отъюстированы так, что луч, при последовательном отражении от зеркал, пробегая расстояние между зеркалами, смещается как целое в направлении потока топливно-воздушной смеси по оси проточной части двигателя.

В дальнейшем изобретение поясняется описанием и чертежом (фиг.1), на котором представлена принципиальная схема гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ГПВРД), согласно изобретению.

ГПВРД содержит: 1 - носовая часть, 2 - топливная форсунка, 3 - пилоны, 4 - воздухозаборник, 5 - камера сгорания, 6 - сопло.

ГПВРД, согласно изобретению, снабжен устройством возбуждения молекул кислорода резонансным лазерным излучением в камере сгорания.

На фиг.1 показаны также: 8 - волны сжатия, 9 - скачки уплотнения, 11 - канал ввода лазерного луча, 14 - лазерный луч, D - диаметр проточной части двигателя на входе в камеру сгорания, h - поперечный размер области сканирования.

В лучшем варианте выполнения устройство возбуждения молекул кислорода резонансным лазерным излучением в камере сгорания включает источник лазерного излучения 10 и оптическую систему, размещенную в воздухозаборнике на входе в камеру сгорания. Для организации цепного механизма реакции окисления горения в камере сгорания 5 источник лазерного излучения 10 имеет частоту излучения, резонансно совпадающую с частотой линии поглощения молекулярного кислорода из основного электронного состояния: в возбужденное состояние: , которая соответствует длине волны спектра поглощения излучения молекулярного кислорода: λ=762 нм.

Оптическая система выполнена с возможностью непрерывного сканирования топливно-воздушного потока лазерным лучом от источника лазерного излучения 10 перпендикулярно оси потока в области, удовлетворяющей условию: h/D=0.025-0.05, где D - диаметр проточной части на входе в камеру сгорания, h - поперечный размер области сканирования (фиг.1, вид А-А).

Схема реализации оптического поглощения показана на фиг.1. Здесь: 10 - перестраиваемый по частоте твердотельный лазер Nd:YAG с длиной волны 14 излучения λ=762 нм, которое поступает в поток топливно-воздушной смеси на вход в камеру сгорания 5 по каналу 11. К каналу 11 пристыкована оптическая система, состоящая из двух зеркал 12 и 13, одно из которых плоское, например зеркало 13, в котором выполнено сквозное отверстие для ввода излучения из лазера в пространство между зеркалами 12 и 13, отстоящими друг от друга на расстояние, равное внутреннему диаметру D проточной части ГПВРД. Указанные зеркала отъюстированы так, чтобы при последовательном отражении от них луч, пробегая расстояние между зеркалами, смещался как целое в направлении потока топливно-воздушной смеси по оси проточной части двигателя. Указанная оптическая схема может быть построена с помощью методик и математических соотношений, приведенных (см., например, Ананьев Ю.А. - «Оптические резонаторы и лазерные пучки» М.: Наука 1990. - 264 с.). Таким образом, при каждом отражении оптический путь луча в поперечном направлении относительно оси проточной части будет увеличиваться на длину D, равную расстоянию между зеркалами. При этом луч при соответствующем наклоне зеркала 13 будет как целое перемещаться вдоль оси проточной части на расстояние h, сканируя таким образом топливно-воздушный поток до получения в потоке концентрации синглетного кислорода, достаточной для воспламенения смеси. Необходимость увеличения оптического пути в газовом потоке вызвана малой величиной коэффициента поглощения среды на указанном переходе (см., например, «Световой котел-генератор синглетного кислорода O2 (a 1Δg)» Липатов Н.И., Бирюков А.С., Гулямова Э.С. Квантовая электроника 38, №13 (2008)), поэтому для получения необходимой концентрации синглетного кислорода, достаточной для воспламенения и горения газовой смеси необходимо набрать определенную длину оптического хода луча, равную по очевидным соображениям произведению количества отражений от зеркала на расстояние D между зеркалами.

В качестве топливно-воздушной смеси может использоваться как водородно-воздушная смесь, так и углеводородно-воздушная смесь, молекулярный кислород которой является окислителем для молекул горючего.

Топливо из носовой части двигателя подают через топливную форсунку 2 в гиперзвуковой поток на вход в воздухозаборник 4, который состыкован с входом в камеру сгорания 5 двигателя ГПВРД.

В камере сгорания под действием высокой температуры торможения набегающего потока или специальных воспламенителей топливно-воздушная смесь воспламеняется и образовавшаяся тепловая энергия продуктов сгорания преобразуется в направленный импульс тяги двигателя в сопле 6.

Воспламененную смесь непрерывно сканируют лазерным лучом перпендикулярно оси в области, удовлетворяющей условию: h/D=0.025-0.05 с частотой, соответствующей длине волны спектра поглощения излучения молекулярного кислорода: λ=762 нм.

При облучении и сканировании топливо-воздушной смеси возбужденные молекулы O2 в результате межмолекулярных соударений переходят в синглетное состояние О2 (A 1Δg), становятся более активными в преодолении активационного барьера химической реакции окисления и организуется цепной механизм протекания реакций окисления горючего.

Преобразование электронно-возбужденных в метастабильные состояния и (A 1Δg) молекул О2 осуществляется резонансным поглощением в молекулярном кислороде гиперзвукового потока на входе в камеру сгорания топливно-воздушной смеси лазерного излучения от перестраиваемого по частоте излучения серийного импульсного лазера Nd:YAG, настроенного на частоту резонансного перехода молекул О2 из основного электронного состояния в синглетное состояние О2 (A 1Δg) и частоте перехода (ν=3.93×1014 с-1), которая соответствует длине волны спектра поглощения излучения молекулярного кислорода: λ=762 нм.

Нетрудно понять, что характерная длина проточной части камеры сгорания определяется скоростью протекания химических реакций и скоростью движения газа в зоне энерговыделения в проточной части камеры сгорания. В том случае, если скорость энерговыделения будет выше сверхзвуковой скорости потока в камере сгорания, эффективность горения будет оптимальной. Так как процесс окисления горючего происходит с гораздо большей скоростью, следовательно, зоны энерговыделения и индукции значительно сокращаются. Сокращение зоны энерговыделения и индукции позволяет значительно уменьшить длину камеры сгорания и, соответственно, ее весогабаритные характеристики, создает значительный технико-экономический эффект при конструировании двигателей и позволяет реализовать конструкции двигателей для практического использования.

Изобретение может быть использовано в двигательных установках гиперзвуковых летательных аппаратов.

1. Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ГПВРД), содержащий топливную форсунку, размещенную в носовой части двигателя перед воздухозаборником, и расположенные за ним камеру сгорания и сопло, отличающийся тем, что снабжен устройством возбуждения молекул кислорода резонансным лазерным излучением в камере сгорания.

2. Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что устройство возбуждения молекул кислорода резонансным лазерным излучением содержит источник лазерного излучения с частотой, резонансно совпадающей с частотой линии поглощения молекулярного кислорода из основного электронного состояния в возбужденное состояние, и оптическую систему, размещенную в воздухозаборнике на входе в камеру сгорания и выполненную с возможностью непрерывного сканирования топливно-воздушного потока лазерным лучом от источника лазерного излучения перпендикулярно оси потока в области, удовлетворяющей условию h/D=0,025-0,05, где D - диаметр проточной части на входе в камеру сгорания, h - поперечный размер области сканирования.

3. Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель по п.2, отличающийся тем, что источник лазерного излучения с частотой, резонансно совпадающей с частотой линии поглощения молекулярного кислорода из основного электронного состояния в возбужденное состояние, имеет частоту излучения, резонансно совпадающую с частотой линии поглощения молекулярного кислорода из основного электронного состояния: в возбужденное состояние: , которая соответствует длине волны спектра поглощения излучения молекулярного кислорода λ=762 нм.

4. Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель по п.2, отличающийся тем, что оптическая система выполнена в виде двух зеркал, отстоящих друг от друга на расстояние, равное внутреннему диаметру D проточной части ГПВРД, при этом одно из зеркал вогнутое, а другое плоское, и в нем выполнено сквозное отверстие для ввода луча лазера в пространство между зеркалами, при этом оба зеркала отъюстированы так, что луч, при последовательном отражении от зеркал, пробегая расстояние между зеркалами, смещается как целое в направлении потока топливно-воздушной смеси по оси проточной части двигателя.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к реактивным двигателям без газовых турбин. .

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.

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.

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