Способ воспламенения топливной смеси в высокоскоростном врд



Способ воспламенения топливной смеси в высокоскоростном врд
Способ воспламенения топливной смеси в высокоскоростном врд
Способ воспламенения топливной смеси в высокоскоростном врд
Способ воспламенения топливной смеси в высокоскоростном врд
Способ воспламенения топливной смеси в высокоскоростном врд
Способ воспламенения топливной смеси в высокоскоростном врд
Способ воспламенения топливной смеси в высокоскоростном врд
Способ воспламенения топливной смеси в высокоскоростном врд
Способ воспламенения топливной смеси в высокоскоростном врд
Способ воспламенения топливной смеси в высокоскоростном врд
Способ воспламенения топливной смеси в высокоскоростном врд
Способ воспламенения топливной смеси в высокоскоростном врд
Способ воспламенения топливной смеси в высокоскоростном врд
Способ воспламенения топливной смеси в высокоскоростном врд
Способ воспламенения топливной смеси в высокоскоростном врд
Способ воспламенения топливной смеси в высокоскоростном врд
Способ воспламенения топливной смеси в высокоскоростном врд

 


Владельцы патента RU 2543915:

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

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 относится к области двигателестроения, а именно к ракетно-прямоточным и высокоскоростным прямоточным двигателям, и может быть использовано в космической и оборонной отрасли.

Известен способ воспламенения топливной смеси, используемый в воздушно-реактивных и ракетных двигателях (ВРД) и состоящий в том, что предварительно образуют огневой факел в камере сгорания двигателя посредством специального устройства, помещенного в камеру, куда подают топливные компоненты и воспламеняют их огневым факелом [1]. Недостатком этого способа является то, что при реализации его требуется дополнительное устройство для образования факела, что усложняет конструкцию камеры сгорания, и тем самым снижает надежность воспламенения. Кроме того, требуются дополнительные каналы для подвода горючего к факельному устройству. Чувствительность факельного устройства к составу смеси может привести к отказу в работе.

Известен способ воспламенения, реализованный в воспламенителе, изложенный в заявке США №20120227143, опубл. 13.09.2012. Согласно указанному способу воспламенение осуществляют посредством генерирования ударных волн, которые нагревают смесь до температуры ее воспламенения. Для обеспечения равномерности и стабильности воспламенения смеси необходимо наличие нескольких генераторов ударных волн. Для обеспечения надежной работы устройства необходима настройка синхронной работы генераторов, что усложняет реализацию способа.

Наиболее близким к предлагаемому способу является способ воспламенения топлива, раскрытый в патенте РФ №2444639, опубл. 10.03.2012 г., заключающийся в том, что топливный компонент подают в полую стойку и через отверстия в стенке стойки распыляют его в камере сгорания одновременно с поступлением туда нагретого путем торможения в головной волне и контакта со стойкой потока воздуха, в результате чего образовавшаяся топливовоздушная смесь воспламеняется.

Недостатком способа является неравномерное с запаздыванием воспламенение топлива по всему объему и достаточно сложная конструкция и технология изготовления устройства, реализующего способ, а также высокая стоимость жаропрочного материала для стойки.

Задача изобретения заключается в создании способа воспламенения, обеспечивающего более простую и надежную реализацию воспламенения топливовоздушной смеси при увеличении полноты сгорания топлива.

Технический результат заключается в упрощении процесса воспламенения топливовоздушной смеси при одновременном повышении надежности воспламенения, увеличении полноты сгорания топлива.

Поставленная задача решается тем, что в способе воспламенения топливной смеси, заключающемся в том, что в камеру сгорания двигателя подают высокоскоростной поток воздуха, обеспечивают торможение потока, образуют в камере сгорания топливовоздушную смесь и воспламеняют ее, согласно изобретению обеспечивают торможение потока топливовоздушной смеси. Торможение осуществляют до дозвуковых чисел Маха посредством сужения камеры сгорания, а воспламенение топливовоздушной смеси осуществляют за счет обеспечения времени пребывания топливовоздушной смеси в камере сгорания больше времени индукции в реакции окисления топлива. Время пребывания топливовоздушной смеси в камере сгорания задают согласно соотношениям:

где

τкс - время пребывания смеси в камере сгорания,

Lкс - длина камеры сгорания,

wкс - скорость потока в камере сгорания,

Tкс - статическая температура топливовоздушной смеси в камере сгорания,

- полная температура топливовоздушной смеси в камере сгорания,

f(Tкс) - функция температуры топливовоздушной смеси,

λкс - приведенная скорость потока в камере сгорания,

k - показатель адиабаты.

В частных случаях осуществления изобретения сужение камеры сгорания обеспечивают постепенным уменьшением площади ее поперечного сечения или местным уменьшением площади выходного сечения камеры сгорания двигателя, причем соотношение площади входного сечения камеры сгорания к площади ее выходного сечения определяют согласно выражению:

где

Fкр - площадь выходного сечения камеры сгорания двигателя,

Fкс - площадь входного сечения камеры сгорания двигателя,

q(λ) - газодинамическая функция.

Совокупность признаков заявленного двигателя обеспечивает получение заявленного технического результата поскольку:

- сужение камеры сгорания обеспечивает торможение потока топливной смеси до дозвуковых скоростей, увеличение статических температуры, давления в потоке, времени пребывания в камере сгорания с воспламенением топливной смеси и повышение полноты сгорания топлива;

- бесконтактное торможение (без применения специальных устройств, вносящих гидравлическое сопротивление и подвергающихся высоким тепловым нагрузкам) высокоскоростного потока воздуха обеспечивает эффективность нагревания топливной смеси в характерном расчетном сечении камеры сгорания до температуры воспламенения смеси, что кардинально упрощает способ воспламенения, т.к. не требует осуществления дополнительных операций;

- наличие в камере сгорания расчетного сечения, в котором происходит воспламенение топливной смеси без применения устройств стабилизации пламени, существенно повышает надежность воспламенения и тем самым надежность запуска и работы двигателя;

- обеспечение времени пребывания топливовоздушной смеси в камере сгорания больше времени индукции в реакции окисления топлива за счет осуществления торможения до дозвуковых чисел Маха посредством сужения камеры сгорания обеспечивает равномерный нагрев топливной смеси по сечению камеры сгорания, что увеличивает полноту сгорания топлива.

Таким образом, поставленная задача с учетом перечисленных признаков является полностью решенной.

Приведенные соотношения для определения параметров реализации заявленного способа основаны на следующих положениях.

Время пребывания τкс, топливной смеси в камере сгорания при заданной ее длине определяется скоростью потока wкс в камере сгорания. Обеспечение достаточного времени пребывания может быть обеспечено подбором длины камеры сгорания с учетом условий полета.

Учитывая, что скорость потока wкс в камере сгорания в условиях торможения потока можно определить как:

где

λкс - приведенная скорость потока в камере сгорания,

а - критическая скорость звука,

- полная температура топливной смеси в камере сгорания,

k - показатель адиабаты,

R - газовая постоянная.

Для обеспечения воспламенения топливной смеси в камере сгорания время ее пребывания τкс должно определяться временем индукции в реакции окисления топлива. Для камеры заданной длины Lкс указанный параметр можно определить из соотношения:

где

τкс - время пребывания смеси в камере сгорания,

Lкс - длина камеры сгорания (заданная),

wкс - скорость потока в камере сгорания,

Tкс - статическая температура топливной смеси в камере сгорания,

- полная температура топливной смеси в камере сгорания,

f(Tкс) - функция температуры топливной смеси.

С учетом приведенных соотношений получаем нелинейное уравнение относительно λкс:

которое решается для заданных и Lкс, известных из условий полета и габаритных ограничений.

После этого из уравнения:

где

Fкр - площадь выходного сечения камеры сгорания двигателя,

Fкс - площадь входного сечения камеры сгорания двигателя,

q(λ) - газодинамическая (табличная) функция,

находится потребное отношение площадей выходного и входного сечений камеры сгорания.

Функция, дающая характерную оценку для времени индукции, имеет вид [2]:

С учетом этих выражений, статическая температура в расчетном сечении камеры сгорания, в котором осуществляется воспламенение топливной смеси составляет 0,9…0,95 от полной температуры, чего вполне хватает для скоростей полета Mn=5,5 и выше.

Изобретение поясняется чертежами, где на фиг.1 приведена схема высокоскоростного ВРД, а на фиг.2 - схема одного из вариантов возможного выполнения двигателя.

Предложенный способ может быть реализован в высокоскоростном прямоточном ВРД. Двигатель содержит воздухозаборное устройство 1 с подводящим участком с входным сечением I-I, камеру сгорания 2 заданной длины с входным сечением II-II и выходным сечением III-III. Выходное сечение III-III может быть выполнено в виде местного сужения 3. В другом частном случае осуществления изобретения камера сгорания 2 может быть выполнена сужающейся по потоку, причем сужение камеры сгорания 2 может быть выполнено равномерным (см. фиг.2) или неравномерным, например, по параболе или другим аналогичным образом.

За выходным сечением III-III камеры сгорания (по потоку) расположено выходное сопло 4. Камера сгорания 2 снабжена форсунками 5, которые связаны с линией 6 подвода топлива.

Площади входного и выходного сечений камеры сгорания 2 определяются согласно расчетным данным, получаемым из соотношений (1)-(3) с учетом заданной длины Lкс камеры сгорания 2, условий полета и габаритных ограничений. Этими же расчетными данными определяется положение расчетного входного сечения II-II по длине двигателя и, соответственно, зона размещения форсунок 5.

Способ воспламенения осуществляется следующим образом. Из воздухозаборного устройства 1 через сечение I-I подводящего участка высокоскоростной поток воздуха поступает в камеру сгорания 2. В камере сгорания 2 при подаче горючего по линии 6 через форсунки 5 образуется топливная смесь. Под действием тормозящего эффекта, создаваемого выходным сечением III-III камеры сгорания 2, поток топливной смеси бесконтактно тормозится. Под термином «бесконтактно» в данном случае понимается торможение потока, не обусловленное наличием местных сопротивлений в объеме камеры сгорания. В камере сгорания 2, на пути высокоскоростного потока отсутствуют топливоподающие пилоны и другие конструкции, создающие аэродинамические (гидравлические) сопротивления. В результате бесконтактного торможения поток затормаживается в камере сгорания 2 до дозвуковой скорости с увеличением его статической температуры Tкс до температуры воспламенения топливной смеси.

В результате нагрева и достаточного времени пребывания в камере сгорания 2 топливная смесь воспламеняется. Расчетное сечение воспламенения топливной смеси - это сечение II-II. Приобретая дозвуковую скорость и повышенное давление, топливная смесь увеличивает время своего пребывания в камере сгорания заданной длины, что кардинально влияет на воспламенение и существенно повышает полноту сгорания топлива. Продукты сгорания выходят через сопло 4.

Обеспечение времени пребывания топливной смеси в камере сгорания больше времени индукции в реакции окисления топлива за счет осуществления торможения до дозвуковых чисел Маха посредством сужения камеры сгорания обеспечивает равномерный нагрев топливной смеси по сечению камеры сгорания, что увеличивает полноту сгорания топлива.

В отдельных случаях запуск двигателя может осуществляться альтернативным образом. Сначала подают в камеру сгорания только воздух и по истечению определенного периода времени подают горючее через форсунки 5. Продолжительность указанного периода времени определяется достижением в камере сгорания значения статической температуры, достаточной для воспламенения топливной смеси. Для определения значения температуры может использоваться прямое измерение температуры потока, либо косвенное определение момента подачи топлива, рассчитанное исходя из условий полета (в первую очередь скорости полета). Расчет значения статической температуры осуществляется с использованием уравнения (1).

Как показывает экспериментальный опыт ЦИАМ, для достижения желаемого эффекта отношение площади критического выходного сечения III-III к площади входного сечения II-II камеры сгорания должно составлять ~0,6…0,95, при этом число Маха (приведенная скорость) в камере сгорания составляет ~0,4…0,8.

С учетом выражений (1)-(3) проведем расчет для чисел Маха полета Mn=5,5 и Mn=6.

Для Mn=5,5 (=1450 К) и длины камеры сгорания Lкс=1 м из уравнения (1) получаем λкс=0,42. Соответственно, отношение площадей Статическая температура потока топливной смеси будет равна 0,97 от полной температуры потока.

Для и длины камеры сгорания Lкс=1 м из уравнения (1) получаем λкс=0,74. Соответственно, отношение площадей Статическая температура потока топливной смеси будет равна 0,9 от полной температуры потока.

Данные расчеты находятся в хорошем соответствии с проведенными в ЦИАМ экспериментальными исследованиями.

Таким образом, в отличие от известных способов, в которых для воспламенения топливной смеси требуется выполнение дополнительных операций (формирование дежурного факела, генерирование ударных волн и т.д.), которые обеспечивают принудительное воспламенение топлива, в данном случае торможение потока в расчетных условиях обеспечивает воспламенение топливной смеси. Расчетное торможение потока обеспечивает упрощение способа воспламенения, а равномерный нагрев топливной смеси по сечению камеры сгорания обуславливает увеличение полноты сгорания топлива.

Список источников

1. Теория реактивных двигателей. Рабочий процесс и характеристики. Под ред. акад. Стечкина Б.С., стр.105, М.: Гос. оборонгиз, 1958.

2. В. Franzelli, Е. Riber, М. Sanjos, Т. Poinsot. A two-step chemical scheme for keroseneair premixed flames // Combustion and Flame. 2010. V157. pp.1364-1373.

1. Способ воспламенения топливной смеси, заключающийся в том, что в камеру сгорания двигателя подают высокоскоростной поток воздуха, обеспечивают торможение потока, образуют в камере сгорания топливную смесь и воспламеняют ее, отличающийся тем, что обеспечивают торможение потока топливной смеси, торможение осуществляют до дозвуковых чисел Маха посредством сужения камеры сгорания, а воспламенение топливной смеси осуществляют за счет обеспечения времени пребывания топливной смеси в камере сгорания больше времени индукции в реакции окисления горючего, при этом время пребывания топливной смеси в камере сгорания задают согласно соотношениям:
τ к с L к с w к с = ƒ ( T к с ) = ƒ ( T к с * ( 1 k 1 k + 1 λ к с 2 ) ) ;   ƒ ( T к с ) = 10 7 exp { 14700 T к с } ,
где
τкс - время пребывания смеси в камере сгорания,
Lкс - длина камеры сгорания,
wкс - скорость потока в камере сгорания,
Tкс - статическая температура топливной смеси в камере сгорания,
T к с * - полная температура топливной смеси в камере сгорания,
ƒ (Tкс) - функция температуры топливной смеси,
λкс - приведенная скорость потока в камере сгорания,
k - показатель адиабаты.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что сужение камеры сгорания обеспечивают постепенным уменьшением площади ее поперечного сечения, причем соотношение площади входного сечения камеры сгорания к площади ее выходного сечения определяют согласно выражению:
F к р F к с = q ( λ к с ) ,
где
Fкр - площадь выходного сечения камеры сгорания двигателя,
Fкс - площадь входного сечения камеры сгорания двигателя,
q(λ) - газодинамическая функция.

3. Способ по п.1, отличающийся тем, что сужение камеры сгорания обеспечивают местным уменьшением площади выходного сечения камеры сгорания двигателя, причем соотношение площади входного сечения камеры сгорания к площади ее выходного сечения определяют согласно выражению:
F к р F к с = q ( λ к с ) ,
где
Fкр - площадь выходного сечения камеры сгорания двигателя,
Fкс - площадь входного сечения камеры сгорания двигателя,
q(λ) - газодинамическая функция.



 

Похожие патенты:

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.

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 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