Высокоскоростной прямоточный воздушно-реактивный двигатель



Высокоскоростной прямоточный воздушно-реактивный двигатель
Высокоскоростной прямоточный воздушно-реактивный двигатель
Высокоскоростной прямоточный воздушно-реактивный двигатель
Высокоскоростной прямоточный воздушно-реактивный двигатель
Высокоскоростной прямоточный воздушно-реактивный двигатель
Высокоскоростной прямоточный воздушно-реактивный двигатель
Высокоскоростной прямоточный воздушно-реактивный двигатель

 


Владельцы патента RU 2544105:

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

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.

 

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

Эксплуатационные показатели двигателя (тяга, экономичность) прямо и непосредственно зависят от эффективности процесса горения топливной смеси в камере сгорания двигателя. Эффективность этого процесса в свою очередь определяется тем, насколько рационально организовано воспламенение и сжигание топливовоздушной смеси.

Известен гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД), содержащий топливную форсунку, размещенную в носовой части двигателя перед воздухозаборником и расположенные за ним камеру сгорания и сопло [1]. Для организации воспламенения и горения топливовоздушной смеси двигатель содержит лазерный излучатель, настроенный на определенную частоту излучения. Недостатком двигателя является наличие достаточно сложных устройств организации цепного механизма реакции, связанного с возбуждением энергетических квантовых уровней атомов среды, предшествующим воспламенению на молекулярном уровне. Функции указанных устройств сводятся в конечном итоге к воспламенению топливовоздушной смеси и повышению полноты сгорания топлива. Лазерный излучатель требует тонкой настройки, которую крайне трудно поддерживать в условиях эксплуатации двигателя. Все это существенно снижает надежность работы двигателя, что недопустимо при использовании, например, на военных объектах.

Наиболее близким к предлагаемому двигателю является экспериментальный гиперзвуковой ПВРД [2]. Двигатель содержит воздухозаборник, изолятор, камеру сгорания, сопло, топливную систему с воспламенителем, инжекторами и топливными каналами. Топливная система содержит центральный топливный пилон и боковые топливные пилоны, расположенные эшелонированно под определенным углом к продольной оси двигателя.

Недостатком этого двигателя является наличие тормозящих поток элементов - стоек пилонов, которые усложняют конструкцию. Стойки пилонов создают сопротивление набегающему потоку, что влечет потери полного давления, неравномерную турбулизацию потока и неравномерность воспламенения по объему камеры сгорания, а следовательно, уменьшает полноту сгорания топлива. Кроме того, из-за высокой температуры нагрева передних кромок стоек пилонов сокращается их ресурс и, как следствие, может происходить их разрушение. К недостаткам двигателя также нужно отнести наличие воспламенителя, который в свою очередь является устройством сложной конструкции. Кроме того, воспламенитель снижает надежность работы двигателя.

Задача изобретения заключается в упрощении конструкции двигателя и снижении его массы.

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.

Поставленная задача решается тем, что высокоскоростной прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит последовательно расположенные воздухозаборное устройство, камеру сгорания и выходное сопло. В камере сгорания размещены форсунки подачи горючего, обеспечивающие образование топливовоздушной смеси. Согласно изобретению площадь входного сечения камеры сгорания двигателя выполнена больше площади ее выходного сечения. Площадь выходного сечения камеры сгорания определяется с учетом температуры воспламенения топливовоздушной смеси из соотношений:

где

Lкс - длина камеры сгорания,

λкс - приведенная скорость потока в камере сгорания,

Tкс* - полная температура топливовоздушной смеси в камере сгорания,

k - показатель адиабаты,

R - газовая постоянная,

Fкр - площадь выходного сечения камеры сгорания двигателя,

Fкс - площадь входного сечения камеры сгорания двигателя,

q(λ) - газодинамическая (табличная) функция.

В частных случаях осуществления изобретения площадь средней части камеры сгорания может быть равна площади ее входного сечения, а превышение площади входного сечения камеры сгорания над площадью ее выходного сечения может быть обеспечено образованием местного сужения в зоне последнего.

Кроме того, камера сгорания может быть выполнена сужающейся по потоку. Более того, сужение камеры сгорания по потоку может быть выполнено равномерным.

В других частных случаях осуществления изобретения воздухозаборное устройство может быть выполнено в виде сужающе-расширяющегося сопла или в виде сужающегося сопла.

Совокупность признаков заявленного двигателя обеспечивает получение заявленного технического результата, поскольку:

- выполнение площади выходного сечения камеры сгорания меньшим площади входного сечения обеспечивает торможение потока до дозвуковых скоростей, увеличение статических температуры, давления в потоке, времени пребывания в камере сгорания и повышение полноты сгорания топлива, а следовательно, тяги двигателя и его экономичности;

- бесконтактное торможение (без применения специальных устройств, вносящих гидравлическое сопротивление и подвергающихся высоким тепловым нагрузкам) высокоскоростного потока, обеспечивающее эффективность нагревания топливовоздушной смеси в расчетном сечении камеры сгорания до температуры воспламенения топливовоздушной смеси упрощает конструкцию и технологию изготовления двигателя, а также уменьшает его массу;

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

- конструкция двигателя с самовоспламеняющимся потоком топливовоздушной смеси, исключающая применение каких-либо дополнительных элементов (факельных устройств, свечей зажигания и т.п.) и автоматически обеспечивающая воспламенение смеси только за счет природных свойств рабочего тела в сочетании с рационально выбранной (рассчитанной) геометрией проточной части, обеспечивает предельную простоту конструкции и технологии изготовления, а также уменьшает производственные затраты.

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

Приведенные соотношения для определения геометрических размеров заявленного двигателя основаны на следующих положениях.

Время пребывания τкс, топливовоздушной смеси в камере сгорания, должно определяться временем индукции в реакции окисления топлива. Время пребывания τкс должно быть не меньше времени индукции, которое является функцией f(Tкс) статической температуры топливовоздушной смеси в камере сгорания. Указанное время для камеры сгорания заданной длины Lкс определяется из соотношения:

где

Lкс - длина камеры сгорания (заданная),

wкс - скорость потока в камере сгорания,

λкс - приведенная скорость потока в камере сгорания,

Ткс - статическая температура топливовоздушной смеси в камере сгорания,

Ткс* - полная температура топливовоздушной смеси в камере сгорания,

k - показатель адиабаты.

Из этого выражения, используя равенство:

где

R - газовая постоянная,

получаем нелинейное уравнение относительно λкс:

ƒ ( T к с * ( 1 k 1 k + 1 λ к с 2 ) ) λ к с 2 k k + 1 R T к с * = L к с , ( 1 )

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

После решения уравнения (1) 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 [3]:

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

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 известным 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.

Двигатель работает следующим образом. Из воздухозаборного устройства 1 через сечение I-I подводящего участка высокоскоростной поток воздуха поступает в камеру сгорания 2. Под действием тормозящего эффекта, создаваемого выходным сечением III-III камеры сгорания 2, поток воздуха 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 Ткс до температуры воспламенения топливовоздушной смеси.

Топливовоздушная смесь образуется в камере сгорания 2 при подаче горючего по линии 6 через форсунки 5.

В результате нагрева и достаточного времени пребывания в камере сгорания 2 топливовоздушная смесь воспламеняется. Расчетное сечение воспламенения топливовоздушной смеси - это сечение II-II. Поток, приобретая дозвуковую скорость и повышенное давление, обеспечивает создание необходимых условий для протекания предпламенных реакций. Достаточное время пребывания топливовоздушной смеси в камере сгорания заданной длины обеспечивает воспламенение и существенно повышает полноту сгорания топлива. Продукты сгорания выходят через сопло 4.

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 (Tкс*=1450 К) и длины камеры сгорания Lкс=1 м из уравнения (1) получаем λкс=0,42. Соответственно отношение площадей F к р F к с 0 , 6 . Статическая температура потока топливовоздушной смеси будет равна 0,97 от полной температуры потока.

Для Mn=6 (Tкс*=1650 К) и длины камеры сгорания Lкс=1 м из уравнения (1) получаем λкс=0,74. Соответственно отношение площадей F к р F к с 0 , 9 . Статическая температура потока топливовоздушной 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 двигателей, которые нуждаются в системе принудительного воспламенения топлива, в данном случае устройством воспламенения является сама камера сгорания, а воспламенение есть начальная стадия основного процесса горения в камере, так как никаких дополнительных элементов (факельных, электрических, волновых и т.п.) для воспламенения не требуется.

Список источников

1. Патент РФ №2481484, опубл. 10.05.2013.

2. Патент РФ №2238420, опубл. 20.10.2004.

3. 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. Высокоскоростной прямоточный воздушно-реактивный двигатель, содержащий последовательно расположенные воздухозаборное устройство, камеру сгорания и выходное сопло, причем в камере сгорания размещены форсунки подачи горючего с возможностью образования топливовоздушной смеси, отличающийся тем, что площадь входного сечения камеры сгорания выполнена больше площади ее выходного сечения и площадь выходного сечения камеры сгорания определяется с учетом температуры воспламенения топливовоздушной смеси из соотношений:
ƒ ( T к с * ( 1 k 1 k + 1 ) λ к с 2 ) λ к с 2 k k + 1 R T к с * = L к с ;    F кр F кс = q ( λ к с ) ,
где
Lкс - длина камеры сгорания,
λкс - приведенная скорость потока в камере сгорания,
Tкс* - полная температура топливовоздушной смеси в камере сгорания,
k - показатель адиабаты,
R - газовая постоянная,
Fкр - площадь выходного сечения камеры сгорания двигателя,
Fкс - площадь входного сечения камеры сгорания двигателя,
q(λ) - газодинамическая функция.

2. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что площадь средней части камеры сгорания равна площади ее входного сечения, а превышение площади входного сечения камеры сгорания над площадью ее выходного сечения обеспечено образованием местного сужения в зоне последнего.

3. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что превышение площади входного сечения камеры сгорания над площадью ее выходного сечения обеспечено сужением камеры сгорания по потоку.

4. Двигатель по п.3, отличающийся тем, что сужение камеры сгорания по потоку выполнено равномерным.

5. Двигатель по п.1 или 2, отличающийся тем, что воздухозаборное устройство выполнено в виде сужающе-расширяющегося сопла.

6. Двигатель по п.3 или 4, отличающийся тем, что воздухозаборное устройство выполнено в виде сужающегося сопла.



 

Похожие патенты:

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.

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.

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