Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель



Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель
Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель
Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель
Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель
Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель
Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель
Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель
Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель
Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель
Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель
Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель
Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель
Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель

 


Владельцы патента RU 2542652:

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

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 относится к авиационному двигателестроению и представляет собой силовую установку для обеспечения движения летательных аппаратов при сверх- и гиперзвуковых скоростях полета. В существующих прямоточных воздушно-реактивных двигателях осуществляется диффузионный режим горения топливовоздушных смесей (ТВС). При сверхзвуковых скоростях полета реализация достаточно высокой полноты сгорания для такого режима горения ТВС требует больших длин зоны воспламенения смеси и 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 двигателя.

Известно (A.M. Старик, Н.С. Титова. «О кинетических механизмах инициирования горения водородно-кислородных смесей при возбуждении электронных степеней свободы молекулярного кислорода лазерным излучением», Журнал Технической Физики, 2003, том 73, вып.3, 59-61 с.), что возбуждение молекул О2 в состояние b1Σg+ резонансным лазерным излучением с λI=762 нм приводит в результате Е-Е и Е-Т процессов к образованию в смеси также и метастабильных молекул O2(a1Δg). Концентрация молекул O2(a1Δg) в смеси при этом даже больше (в ~50 раз), чем при непосредственном возбуждении молекул O2 в состояние O2(a1Δg) излучением с λI=1,268 µm той же интенсивности. Присутствие в смеси H2+O2 возбужденных молекул O2(a1Δg) и O2(b1Σg+) приводит к появлению новых каналов образования активных атомов O и H и радикалов OH и интенсификации цепного механизма воспламенения. Это позволяет существенно уменьшить время индукции и температуру воспламенения.

Известно (A.M. Старик, П.С. Кулешов, Н.С. Титова. «К вопросу об инициировании горения водородно-воздушных смесей лазерным излучением». Журнал Технической Физики, 2009, том 79, вып.3, 28-37 с.), что фотохимические методы инициирования горения, основанные на фотодиссоциации молекул O2 излучением с λI=193,3 нм или на их возбуждении излучением с λI=762 нм, намного эффективнее для уменьшения температуры воспламенения и сокращения периода индукции, чем метод нагрева среды лазерным излучением. Несмотря на то, что метод, основанный на фотодиссоциации молекул O2, позволяет фактически исключить стадию химического инициирования цепи и сразу получить активные атомы O (носители цепного механизма), тем не менее лазерно-индуцированное возбуждение молекул O2 также дает возможность значительно быстрее воспламенить смесь H2+воздух, а также осуществить воспламенение при более низкой температуре. Обусловлено это тем, что скорость реакции разветвления цепи с участием возбужденных молекул O2 при низких температурах во много раз больше скорости аналогичной реакции с участием молекул O2 в основном электронном состоянии. Однако существует область параметров, где фотодиссоциация молекул O2 приводит к более сильному сокращению периода индукции, чем их возбуждение, - это область повышенных температур и низких давлений. Границы этой области при заданных давлении и температуре зависят от величины, подведенной к газу энергии лазерного излучения.

Известен гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ГПВРД) патент РФ №2481 484 от 29.03.2011, МПК F02K 7/10). 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 топливовоздушного 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 позволяет уменьшить весогабаритные характеристики двигателя вследствие сокращения длины зоны энерговыделения, что улучшает его технико-экономические характеристики. Однако в этом двигателе лазерное излучение вводится в большую область потока топливовоздушной смеси, в результате чего энергия излучения, необходимая для возбуждения молекул O2, тратится недостаточно эффективно и, кроме того, трудно реализовать высокую полноту сгорания.

Наиболее близким аналогом того же назначения, что и заявляемое техническое решение, является ГПВРД патент РФ №2453719 от 09.11.2010, МПК F02K 7/10. Двигатель содержит удлиненный корпус, на одном конце которого имеется вход для воздуха, а на другом - сопло для выхода продуктов сгорания, 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 в зоне образования наклонной ударной волны с отражателями излучения, установленными при вершине клина. Изобретение позволяет интенсифицировать горение за счет повышения скорости химических реакций путем возбуждения молекул кислорода и этим сократить длину зон воспламенения и энерговыделения, что существенно улучшает весогабаритные характеристики двигателя. Однако данный способ реализуется только в случае существования в потоке детонационной волны, т.е. при детонационном горении в сверхзвуковом потоке. Это существенно ограничивает область использования данного двигателя, т.е. для диффузионного горения ТВС данный двигатель неприменим.

В основу изобретения для ГПВРД положено решение следующих задач:

- уменьшение времени задержки воспламенения ТВС;

- уменьшение температуры воспламенения ТВС;

- повышение полноты сгорания ТВС.

Поставленные задачи решаются тем, что ГПВРД 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 последовательно 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 при работе зоны сканирования излучения. Причем на одном из отражателей установлен питающий волновод источника лазерного излучения.

Новым в ГПВРД является то, что устройство подачи топлива установлено в тракте воздухозаборника. В каждом пилоне устройства подачи топлива выполнены топливный канал, буферная топливная емкость и сопло инжектора, сопряженные гидравлически между собой, а регулятор давления подачи топлива соединен магистралями с топливными каналами каждого пилона. Пары отражателей излучения оптической системы расположены по тракту 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

S=he×le,

где S - площадь сканирования;

he=(0,02 - 0,08)D - высота сканирования;

le=(0,3 - 0,6)D - длина сканирования;

D - поперечный размер камеры сгорания по высоте за устройством подачи топлива.

Указанные существенные признаки обеспечивают решение поставленных задач, так как:

- выполнение в каждом пилоне топливного канала, буферной топливной емкости и сопла инжектора, сопряженных гидравлически между собой, а также соединение регулятора давления подачи топлива магистралями с топливным каналом каждого пилона позволяет перераспределять расход топлива по инжекторам, что обеспечивает увеличение полноты сгорания топлива в ГПВРД;

- расположение пар отражателей излучения оптической системы за соплами инжекторов одного или нескольких пилонов позволяет создать отдельные зоны сканирования, причем в случае расположения нижней границы каждой зоны сканирования непосредственно над верхней задней кромкой сопла инжектора соответствующего пилона в направлении от сопла инжектора к выходу камеры сгорания обеспечивает ввод лазерного излучения непосредственно в слой смешения топлива и воздуха, где образуемые в результате воздействия лазерного излучения активные компоненты сразу вступают в химические реакции и, тем самым, инициируют и ускоряют протекание цепных реакций, что позволяет уменьшить длину задержки воспламенения ТВС и воспламенить ТВС при температуре ниже порога воспламенения, т.е. понизить температуру воспламенения ТВС;

- задание площади зоны сканирования в соответствии с выражением

S=he×le,

где S - площадь сканирования;

he=(0,02-0,08)D - высота сканирования;

le=(0,3-0,6)D - длина сканирования;

D - поперечный размер камеры сгорания по высоте за устройством подачи топлива, обеспечивает оптимальное количество вводимой в поток ТВС энергии лазерного излучения для увеличения полноты сгорания по сравнению с затраченной энергией, так как высота сканирования he не может быть меньше 0,02D из-за слишком малого количества активных компонентов (электронно-возбужденных молекул кислорода или атомов кислорода), образующихся в слое смешения при облучении ТВС резонансным лазерным излучением, и больше 0,08D из-за того, что не все активные компоненты вступают в химические реакции, т.к. успевают дезактивироваться прежде, чем в результате процесса диффузии достигнут области, содержащей молекулы топлива, т.е. происходит неэффективное использование энергии лазерного излучения, а длина сканирования le не может быть меньше 0,3D из-за невозможности обеспечения быстрой наработки активных компонентов из-за высокой скорости потока и ограниченной мощности лазеров, используемых для активации кислорода, а также малой величины коэффициента поглощения лазерного излучения на рассматриваемых длинах волн, и больше 0,6D из-за избыточных и, следовательно, неэффективных затрат энергии.

Существенные признаки изобретения могут иметь развитие и продолжение.

На основании численных исследований выявлено, что длина волны источника лазерного излучения может составлять 762,3-762,4 нм. При воздействии лазерного излучения вблизи нижнего пилона это позволяет осуществить воспламенение и диффузионное горение ТВС в нижней части КС на необходимой длине, что обеспечивает увеличение полноты сгорания топлива в 2 и более раза.

На основании численных исследований выявлено, что длина волны источника лазерного излучения может составлять также 193,3 нм. При воздействии лазерного излучения вблизи нижнего пилона это также позволяет осуществить воспламенение и диффузионное горение ТВС в нижней части КС на необходимой длине, что обеспечивает увеличение полноты сгорания топлива в 2,5 и более раз.

Аэродинамический профиль отдельного пилона может быть выполнен ромбовидным с задней кромкой в виде щелевого сопла инжектора. Это обеспечивает подачу топлива в виде потока, спутного воздушному потоку, и позволяет избежать возникновения возмущений в области смешения топливного и воздушного потоков.

Каждый пилон вдоль передней кромки может быть снабжен дополнительными отверстиями топливных форсунок, сообщающимися с буферной топливной емкостью. Это создает завесу перед передней кромкой и оберегает ее от теплового разрушения набегающим на кромку высокотемпературным воздушным потоком.

Вертикальный набор пилонов может быть выполнен с наружным контуром в форме горизонтального клина с вершиной, направленной по оси тракта в сторону воздухозаборника. Это позволяет уменьшить потери полного давления при обтекании пилонов сверхзвуковым потоком воздуха вследствие возникновения только слабых наклонных ударных волн, исходящих от вершины клина.

Таким образом, решены поставленные в изобретении задачи. Предложенный ГПВРД позволяет:

- уменьшить время задержки воспламенения ТВС;

- уменьшить температуру воспламенения ТВС;

- повысить полноту сгорания ТВС.

Настоящее изобретение поясняется последующим описанием конструкции ГПВРД и его работы со ссылками на иллюстрации, представленные на фиг.1-13, где:

на фиг.1 дано схематичное изображение ГПВРД;

на фиг.2 - схема воздействия лазерного излучения на сверхзвуковой газовый поток, обтекающий отдельный пилон;

на фиг.3 - схема цепного механизма воспламенения смеси Н2/воздух при фотодиссоциации молекул O2 лазерным излучением с λI=193,3 нм;

на фиг.4 - схема цепного механизма воспламенения смеси H2/воздух при возбуждении молекул O2 лазерным излучением с λI=762,346 нм;

на фиг.5 в таблице приведены подводимая к газу энергия Es и химическая энергия реагентов ΔHch, выделяющаяся в процессе горения стехиометрической смеси H2/воздух, при различных способах инициирования горения;

на фиг.6 - поле массовой концентрации H2O при равномерном вдуве H2 в случае отсутствия лазерного излучения;

на фиг.7 - поле массовой концентрации H2O при равномерном вдуве H2 в случае воздействия излучения с длиной волны λI=762,346 нм (возбуждение O2) и подведенной энергии.Es=0,2 эВ/(молекула O2);

на фиг.8 - поле массовой концентрации H2O при равномерном вдуве H2 в случае воздействия излучения с длиной волны λI=193,3 нм (фотодиссоциация O2) и подведенной энергии Es=0,2 эВ/(молекула O2);

на фиг.9 - поле статического давления (бар) при равномерном вдуве H2 в случае отсутствия лазерного излучения;

на фиг.10 - поле статического давления (бар) при равномерном вдуве H2 в случае воздействия лазерного излучения с длиной волны λI=762,346 нм (возбуждение O2) и подведенной энергии Es=0,2 эВ/(молекула O2);

на фиг.11 - поле статического давления (бар) при равномерном вдуве H2 в случае воздействия лазерного излучения с длиной волны λI=193,3 нм (фотодиссоциация O2) и подведенной энергии Es=0,2 эВ/(молекула O2);

на фиг.12 - изменение полноты сгорания топлива по выделившейся энергии η по длине камеры сгорания (кривые 'а' - равномерный вдув H2, кривые 'b' - перераспределенный вдув H2);

на фиг.13 - изменение полноты сгорания по выделившейся энергии η от поперечного размера he/D зоны лазерного излучения (кривые 'с' - равномерный вдув H2, кривые 'd' - перераспределенный вдув H2).

Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель (см. фиг.1) содержит сверхзвуковой воздухозаборник 1, сверхзвуковую камеру сгорания 2, выходное сверхзвуковое сопло 3, обечайку 4, регулятор 5 давления подачи топлива, устройство 6 подачи топлива в двигатель, источник 7 лазерного излучения и оптическую систему (см. фиг.2). Воздухозаборник 1, камера сгорания 2 и сопло 3 образуют газовый тракт двигателя.

Источник 7 лазерного излучения выполнен с возможностью генерации излучения на заданной частоте, резонансно совпадающей с частотой линии поглощения молекулярного кислорода O2 из основного электронного состояния в возбужденное метастабильное состояние.

Устройство 6 подачи топлива в двигатель сделано в виде вертикального набора пилонов 8 и установлено поперечно в тракте воздухозаборника 1. Оптическая система размещена в тракте двигателя после устройства 6 подачи топлива и включает, по меньшей мере, одну пару противоположно расположенных поперечно тракту двигателя отражателей 9, 10 излучения с образованием между отражателями зоны 11 сканирования излучения. Причем на одном из отражателей установлен питающий волновод 12 источника 7 лазерного излучения.

В каждом пилоне 8 выполнены топливный канал 13, буферная топливная емкость 14 и сопло 15 инжектора, сопряженные гидравлически между собой. Регулятор 5 давления подачи топлива соединен магистралями 16 с топливными каналами 13 каждого пилона 8. Пары отражателей 9, 10 излучения оптической системы расположены за соплами 15 инжекторов одного или нескольких пилонов 8 с возможностью образования отдельных зон 11 сканирования. Нижняя граница каждой зоны 11 сканирования расположена над верхней задней кромкой сопла 15 инжектора соответствующего пилона 8 и направлена от сопла 15 инжектора к выходу камеры сгорания 2 с площадью сканирования, определяемой в соответствии с заданным выражением ранее.

Длина волны источника лазерного излучения составляет 762,3 -762,4 нм или 193,3 нм.

Аэродинамический профиль отдельного пилона 8 выполнен ромбовидным с задней кромкой в виде щелевого сопла 15.

Каждый пилон 8 вдоль передней кромки снабжен дополнительными отверстиями топливных форсунок 17, сообщающимися с буферной топливной емкостью 14.

Вертикальный набор 6 пилонов 8 выполнен с наружным контуром в форме горизонтального клина с вершиной, направленной по оси газового тракта в сторону воздухозаборника 1.

Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель работает следующим образом.

Поток воздуха, втекающий в воздухозаборник 1 со сверхзвуковой скоростью, генерирует систему ударных волн, образующихся от элементов воздухозаборника, нагревается и направляется в камеру сгорания 2. Одновременно через регулятор 5 давления подачи топлива, магистраль 16, топливный канал 13, топливную емкость 14 и сопло 15 инжектора каждого пилона 8 в воздухозаборник 1 подают топливо, например водород (H2). Топливо, вытекающее из сопла 15 инжектора спутно сверхзвуковому потоку воздуха, смешивается с воздухом, образуя слои смешения, распространяющиеся вниз по потоку. На некотором расстоянии от пилонов ТВС воспламеняется. Кроме того, из топливной емкости 14 через отверстия форсунок 17 на переднюю кромку каждого пилона 8 подается топливо-охладитель, которое вытекает наружу и создает защитную завесу перед кромкой, предохраняя ее от теплового разрушения. Количество топлива, подаваемое в каждый пилон 8, задается регулятором 5 давления подачи топлива. Поскольку время задержки воспламенения горючей смеси и время энерговыделения составляют время до нескольких миллисекунд, то при сверхзвуковой скорости потока невозможно обеспечить приемлемую полноту сгорания топлива при допустимой длине проточной части двигателя. Чтобы реализовать высокую эффективность рабочего процесса в камере сгорания 2, необходимо интенсифицировать процессы воспламенения и горения ТВС. Интенсификацию процессов воспламенения, горения и обеспечение высокой полноты сгорания в камере ГПВРД осуществляют посредством воздействия резонансного лазерного излучения от источника 7 (см. фиг.2) через питающий волновод 12 и пары отражателей 9, 10, расположенных за соплами 15 инжекторов одного или нескольких пилонов 8 с возможностью образования отдельных зон 11 сканирования на сверхзвуковой поток, поступающий в камеру сгорания 2.

Согласно данным, опубликованным в статье: Старик A.M., Титова Н.С. ЖТФ 2003. Т. 73. №3. С.59-68, возбуждение кислорода в потоке поступающего воздуха в синглетное электронное состояние O2(b1Σg+) резонансным лазерным излучением с длиной волны 762,3-762,4 нм позволяет резко, в десятки и даже в сотни раз, уменьшить длину задержки воспламенения в сверхзвуковом потоке и ускорить процесс горения водородовоздушной смеси, поэтому в достаточно короткой камере сгорания можно получить высокую полноту сгорания рабочей топливной смеси. Обусловлено это ускорение тем, что скорость реакции разветвления цепи с участием возбужденных молекул O2 во много раз больше (особенно при низкой температуре) скорости аналогичной реакции с участием молекул O2 в основном электронном состоянии.

Также в качестве воздействующего на поток излучения можно применить излучение, например, эксимерного лазера (ArF) с длиной волны излучения λI=193.3 нм, вызывающее фотодиссоциацию молекул кислорода и образование в потоке атомов кислорода, носителей цепного механизма процесса окисления водорода и углеводородов, что также приводит к интенсификации цепных реакций в топливно-воздушной смеси и интенсификации процессов воспламенения и ускорению горения в тракте ГПВРД.

Ускорение воспламенения и горения может быть осуществлено воздействием резонансного лазерного излучения на кислородосодержащую среду, используемую в качестве окислителя также и для углеводородных топлив.

В результате численного анализа установлено, что основной реакцией инициирования цепи при невысоких начальных температурах (T0<2000 К) и отсутствии резонансного лазерного облучения является реакция:

H2+O2=H+HO2.

В зависимости от способа воздействия резонансного лазерного излучения, приводящего либо к возбуждению молекул O2 в состояние O2(b1Σg+) (длина волны излучения λI=762,346 нм), либо к фотодиссоциации молекул O2 (длина волны излучения λI=193,3 нм), цепные процессы в смеси H2/воздух развиваются разными путями. Схемы развития цепного процесса в этих случаях представлены на фиг.3, 4.

Эффективность предложенных способов воздействия лазерного излучения с целью интенсификации горения водородно-воздушной смеси иллюстрируется данными в таблице (см. фиг.5), которые были получены при численном моделировании. В таблице приведены энергия Es, подводимая к газу в расчете на одну молекулу кислорода, параметры продуктов сгорания Te и Pe и химическая энергия реагентов ΔHch, выделяющаяся в процессе горения стехиометрической смеси H2/воздух, при начальных параметрах топливно-воздушной смеси T0=500 К, P0=104 Па, различных способах инициирования горения и обеспечении одинакового времени задержки воспламенения τin=0.017 с. Из данных таблицы следует, что при лазерно-индуцированном возбуждении молекул кислорода с длиной волны λI=762,346 нм, необходимо потратить в 4 раза меньше энергии, чем при простом нагреве смеси, который в настоящее время обычно используется для инициирования горения в сверхзвуковом потоке, с одним и тем же значением времени задержки воспламенения τin. Еще меньше энергии требуется при фотодиссоциации кислорода излучением с длиной волны λI=193,3 нм. При этом количество химической энергии ΔHch, которое выделяется при горении в случае воздействия излучения с λI=762,346 нм и c λI=193,3 нм, примерно на 13% выше.

Для обоснования эффективности предлагаемого метода ускорения горения применительно к ГПВРД было проведено численное моделирование течения газа в воздухозаборнике и горения водородно-воздушной смеси в камере сгорания, приведенной на фиг.1. Тангенциальный вдув водорода осуществлялся через систему пилонов 8 при следующих параметрах водородных струй: число Маха M=2.45, давление PH2=3.15 бар, температура TH2=450 К, расход водорода через все пилоны принимался одинаковым.

Результаты численного моделирования представлены на фиг.6-11, где показаны поля массовой концентрации паров воды и давления в случаях отсутствия воздействия лазерного излучения на поток (фиг.6, 9) и при воздействии лазерного излучения как с длиной волны λI=762,346 нм (фиг.7, 10), так и с длиной волны λI=193,3 нм (фиг.8, 11) (размеры проточной части даны в миллиметрах). Из представленных результатов видно, что при отсутствии лазерного излучения горение начинается вблизи верхней поверхности газового тракта (фиг.6) на некотором расстоянии за скачком уплотнения (фиг.9), возникающим при взаимодействии скачков от системы пилонов, скачка, идущего от обечайки воздухозаборника, и скачка, идущего от излома контура верхней образующей камеры сгорания. Таким образом, в рассматриваемом случае реализуется режим горения в детонационном скачке лишь в выходной части камеры сгорания и в сопле. Полнота сгорания при этом очень низкая.

Скачок от обечайки пересекает систему пилонов в камере сгорания вблизи центрального пилона, а в верхней части воздушный поток проходит через систему волн разрежения, поэтому течение во входном сечении камеры сгорания существенно неравномерное, следовательно, верхние и нижние пилоны (по отношению к центральному пилону) находятся в различных условиях обтекания. Водородные струи взаимодействуют с системой скачков, которые генерируются воздухозаборником и системой пилонов. В результате такого взаимодействия водородные струи отклоняются к верхней стенке камеры сгорания. В этой части камеры сгорания наблюдается избыток водорода и недостаток кислорода, а в нижней части камеры сгорания ситуация противоположная. Вследствие этого после воспламенения смеси за скачком уплотнения в верхней части камеры сгорания кислород расходуется полностью, а оставшийся несгоревший водород вытекает через сопло. Все это приводит к низкой полноте сгорания в камере сгорания.

Устранить этот недостаток позволяет подача водорода в соответствии со схемой, приведенной на фиг.2, посредством регулирования давления подачи водорода, которое осуществляется регулятором давления 5 в магистрали 16 подачи водорода в соответствующий пилон. В этом случае расход водорода, который пропорционален давлению водорода на входе в пилон, изменяется по командам от ЭВМ с помощью стандартных датчиков давления и температуры. Например, для случая, рассмотренного на фиг.6-11, для струи от пилона, где наблюдается избыточное количество водорода, необходимо уменьшить давление подачи водорода или, наоборот, в случае его недостачи - увеличить. В результате автоматически поддерживается оптимальный режим горения за пилонами 8 независимо от условий перестройки газодинамического течения и его структуры. В этом случае реализуется так называемый режим «перераспределенной» подачи водорода, чем обеспечивается оптимальное горение топливной смеси в камере сгорания ГПВРД с более высокой полнотой сгорания. Сказанное подтверждается данными, представленными на фиг.12, где приведены графики распределений полноты сгорания η (по выделившейся энергии) по длине камеры сгорания (кривые 'а' - равномерный вдув H2, кривые 'b' - перераспределенный вдув H2). Из приведенного графика видно, что в случае с перераспределенным вдувом водорода реализуется режим с более высоким коэффициентом полноты сгорания в камере сгорания.

Сокращение длины задержки воспламенения и дополнительное увеличение полноты сгорания в камере сгорания можно осуществить посредством воздействия лазерного излучения с длиной волны λI=193.3 нм или 762,346 нм на небольшую область потока. На фиг.7, 8 вблизи нижнего пилона обозначена зона облучения лазерным излучением с удельной энергией Es=0,2 эВ/(молекула O2). Данная зона аналогична области воздействия, приведенной ранее на фиг.2. В результате такого воздействия лазерного излучения на поток удается осуществить воспламенение и диффузионное горение в нижней части КС с вытянутым языком области горения (см. фиг.7 и 8). При этом в верхней части камеры горение начинается за скачком уплотнения, как и в случае отсутствия лазерного излучения.

Численное моделирование показало, что для интенсификации горения и организации эффективного сжигания топлива в ГПВРД необходимо применить предложенные методы лазерного воздействия на молекулы окислителя, которые, с одной стороны, вызывают сокращение времени воспламенения, а с другой, увеличение эффективности горения настолько, что длина проточной части ГПВРД становится реально выполнимой для практических задач гиперзвуковых полетов. Результаты численного эксперимента по определению высоты области сканирования лазерным излучением he приведены на фиг.13. Они наглядно показывают, что наилучший диапазон значений he, при котором реализуется эффективное горение, находится в диапазоне оптимальных значений he=(0.02-0.08)D для обоих способов подачи водорода и может быть рекомендован для практического применения. Эффективность предложенных методов воздействия для получения высокой полноты сгорания топлива определяется локальным местоположением области воздействия лазерного излучения в камере сгорания двигателя, длиной волны воздействующего излучения, минимальным значением плотности мощности воздействующего излучения, в пределах реально достижимых на практике значений.

1. Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель, содержащий сверхзвуковой воздухозаборник, сверхзвуковую камеру сгорания, выходное сверхзвуковое сопло, обечайку, регулятор давления подачи топлива, устройство подачи топлива в двигатель, источник лазерного излучения и оптическую систему, где 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, причем на одном из отражателей установлен питающий волновод источника лазерного излучения, отличающийся тем, что устройство подачи топлива установлено в тракте воздухозаборника, притом 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, причем пары отражателей излучения оптической системы расположены за соплами инжекторов одного или нескольких пилонов с возможностью образования отдельных зон сканирования, где 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
S=he×le,
где S - площадь сканирования;
he=(0,02-0,08)D - высота сканирования;
lе=(0,3-0,6)D - длина сканирования;
D - поперечный размер камеры сгорания по высоте за устройством подачи топлива.

2. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что длина волны источника лазерного излучения составляет 762,3-762,4 нм.

3. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что длина волны источника лазерного излучения составляет 193,3 нм.

4. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что аэродинамический профиль отдельного пилона выполнен ромбовидным с задней кромкой в виде щелевого сопла.

5. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что каждый пилон вдоль передней кромки снабжен дополнительными отверстиями топливных форсунок, сообщающимися с буферной топливной емкостью.

6. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что вертикальный наборпилонов выполнен с наружным контуром в форме горизонтального клина и вершиной, направленной по оси тракта в сторону воздухозаборника.



 

Похожие патенты:

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.

Аппарат для взаимодействия с воздухом или газом, способный выполнять функцию компрессора или детандера, содержит корпус, вал для передачи крутящего момента, ротор.

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

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 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