Сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель с пульсирующим режимом запуска (спврд с прз) и способ его работы

Изобретение относится к области гиперзвуковых летательных аппаратов, а именно к высокоскоростным прямоточным воздушно-реактивным двигателям. Сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель с пульсирующим режимом запуска содержит сверхзвуковой воздухозаборник, изолятор, сверхзвуковую камеру сгорания, состоящую из участка постоянного сечения и расположенных за ним нескольких участков переменного сечения, сверхзвуковое сопло, несколько поясов подачи топлива. Первый пояс подачи топлива расположен в начале участка постоянного сечения, последующие - на участках переменного сечения камеры сгорания. Генератор теплогазодинамических импульсов инициирования пульсирующего режима горения установлен в конце участка постоянного сечения, и выполнен в виде малоразмерной камеры сгорания с автономным пульсирующим режимом горения, параметры которого обеспечивают преддетонационный режим горения на данном участке камеры сгорания. Изобретение направлено на повышение эффективности работы двигателя. 2 н.п. ф-лы. 1 ил.

 

Изобретение относится к области гиперзвуковых летательных аппаратов, а именно к высокоскоростным прямоточным BPД.

Основной особенностью работы таких двигателей является зависимость тяговых характеристик от числа Маха (М) полета (Машиностроение. Энциклопедия. Том IV-21. Книга 3. Авиационные двигатели. Глава 1.2.4. Прямоточные и комбинированные двигатели для сверхзвуковых и гиперзвуковых скоростей полета, с. 99-106. Москва «Машиностроение» 2010). Так, при протекании горения в камере сгорания (КС) с дозвуковой скоростью потока максимальные характеристики реализуются при М≈4. При увеличении числа Μ (до 6 и более) происходит их резкое ухудшение. Это связано с повышением температуры воздушного потока, поступающего в КС, и, при сохранении постоянным значения коэффициента избытка воздуха и рода топлива, уменьшением относительного теплоподвода при сгорании топлива. Для сохранения высокой эффективности рабочего процесса необходим переход к сверхзвуковому течению в КС. Такой переход приводит к снижению статической температуры потока, повышению относительного теплоподвода от сгорания топлива и достижению тяговых характеристик, обеспечивающих высокоскоростной полет летательного аппарата (ЛА), и находится в диапазоне скоростей полета, соответствующих числам М=4,5-(6,0~7,5). Несмотря на успехи в решении проблем, связанных с организацией стабильного и эффективного горения применительно к созданию КС для высокоскоростных ПВРД, остаются актуальными задачи, возникающие на переходных режимах работы двигателя. При скоростях разгона ЛА в диапазоне скоростей полета, соответствующих переходу от чисел Маха М=4,6-4,8 к числам М=6-7,5, возникает необходимость в создании определенных условий, обеспечивающих надежность воспламенения и стабильного горения. Желательно сохранить высокую эффективности рабочего процесса при переходе к полету с высокими значениями чисел Маха, когда скорость потока в КС устанавливается соответствующей числу М≥1. С целью облегчения инициирования и стабилизации горения топлива применяются различные газодинамические методы для создания локальных областей с повышенными значениями температуры и давления, или вводятся в поток химически-активные средства. Основным недостатком таких способов является перевод сверхзвукового течения в дозвуковое в системе волновых структур типа псевдоскачка. Эта волновая структура содержит отрывные зоны, сохраняет устойчивое положение в КС, создает большие потери полного давления. Переход к сверхзвуковому течению в КС в процессе увеличения скорости полета ЛА (на участке разгона) становится затруднительным. Этот факт подтверждается летными испытаниями беспилотного ЛА Х-51А (программа США), когда не удалось достигнуть запланированных чисел Μ полета (М≥6), после вывода ЛА на орбиту с начальным числом М=4,8. Наиболее эффективным является такой способ организации горения, когда скорость потока в КС не уменьшается до дозвуковой. Задача состоит в том, чтобы в сверхзвуковом потоке, который поступает в КС с постоянной площадью поперечного сечения, организовать локализованный на предельно малой длине процесс горения таким образом, чтобы средняя скорость продуктов сгорания была равна скорости звука или несколько превышала ее. Считается термодинамически наиболее эффективным режим, когда торможение сверхзвукового потока после воздухозаборника за счет горения в части КС F=Const происходит до числа Маха М≈1 с последующим сохранением этого значения в части КС переменной геометрии. Практическая реализация такого процесса возможна при распределенной подаче топлива по длине КС, но пока в литературе нет экспериментальных данных, подтверждающих осуществление такого режима.

Известен класс ВРД, условно называемый "пульсирующими двигателями" (ПуВРД) и «пульсирующими детонационными двигателями» (ПДД). Особенностью работы таких двигателей является осуществление пульсирующего режима горения за счет организации периодического ввода в КС топлива и окислителя, осуществления резонансных, вибрационных режимов горения, либо (в ПДД) сжигания топливовоздушной смеси в детонационных волнах. Основным недостатком технических решений на таких способах организации рабочего процесса в КС является ограничение по скорости полета ЛА (число Маха не более 4,5-5,0). Ограничение обусловлено большими потерями полного давления из-за необходимости торможения воздушного потока до дозвуковых скоростей и, как следствие, снижения эффективности (удельного импульса) двигателя.

Известно техническое решение (патент RU №2347098 CI, F02K 7/02, 2007 г.), в котором пульсирующий режим горения осуществляется импульсно-периодической подачей топлива в несколько расширяющихся участков КС. При этом количество и частоту подвода топлива на каждом участке задают из условия сохранения сверхзвуковой скорости нестационарного потока по всему каналу КС. Основными недостатками этого технического решения являются высокие начальные значения скоростей полета (числа Маха М>6-7) и отсутствие технических решений, обеспечивающих высокую полноту сгорания топлива.

Известно изобретение (Патент RU 2157909 С1, 26.05.1999), в котором предлагается решение задачи об увеличении удельного импульса двигателя на водородном топливе при полете на гиперзвуковых скоростях (с числами Маха полета Μ от 4,5 до 7,5). Эффект достигается за счет сжигания смеси водорода с воздухом в детонационной волне, распространяющейся вверх и вниз по сверхзвуковому потоку в КС постоянного сечения при периодическом обогащении или обеднении горючей смеси путем изменения количества подаваемого в камеру водорода. Однако, как показали эксперименты, в реальных условиях в сверхзвуковом потоке при движении вверх по потоку топливовоздушной смеси распространяется пересжатая детонационная волна, а вниз по потоку - недосжатая. Это приводит к заметному увеличению потерь полного давления (при движении вверх по потоку) и снижению эффективности горения (при движении вниз по потоку). Другой особенностью этого технического решения является необходимость обеспечения гомогенной смеси водорода с воздухом. Это техническое решение применимо для полета ЛА с числами Маха полета Μ от 4,5 до 7,5. Применение других видов топлива (например, углеводородного) маловероятно из-за низких скоростей распространения детонационных волн.

Известно изобретение, выбранное за прототип (Патент RU 2446305 С2, 28.06.2010), в котором отсутствуют отмеченные выше недостатки. Повышение эффективности работы двигателя при разгоне ЛА до скоростей полета, соответствующих числам М=7,5-8, достигается за счет организации горения на участке КС постоянного сечения в пульсирующей волновой структуре типа псевдоскачка, за которой устанавливается скорость потока, близкая к скорости звука. Эта структура формируется импульсно-периодическими теплогазодинамическими импульсами. Основным недостатком этого решения является необходимость генерирования импульсов и управление процессом их формирования в течение всего полета ЛА.

В основе предлагаемого технического решения лежит создание квазистационарного, пульсирующего, преддетонационного режима горения в части КС постоянного сечения путем формирования волновой структуры типа псевдоскачка от генератора теплогазодинамических импульсов. Существование такого режима отмечено при изучении непрерывной спиновой детонации в исследованиях, проводимых в Институте гидродинамики им. М.А. Лаврентьева СО РАН. Режим наблюдался в локализованных областях, в которых процесс смешения горючего (водорода) и окислителя не завершался полностью, (Быковский Ф.А., Ждан С.А. Непрерывная спиновая детонация. - Новосибирск. Издательство Института гидродинамики им. М.А. Лаврентьева СО РАН) 2012. - 303 с). Пример осуществления такого режима приводится в работе Третьяков П.К., Забайкин В.А., Прохоров А.Н. Высокоскоростной ПВРД с пульсирующим режимом запуска. // XI Всероссийский съезд по фундаментальным проблемам теоретической и прикладной механики (Full text, 0.54 Мb) [сборник трудов]. - Казань, 2015. - С.3779-3781. - CD-ROM (дата публикации 18 декабря 2015). Проведенные экспериментальные исследования на модельных малоразмерных КС подтвердили предложенный способ организации горения. Так, в осесимметричном и плоском каналах с участками постоянного и переменного сечения при сверхзвуковых скоростях на входе в канал (числа Маха М=2,0 и 2,2) и использовании водорода в качестве горючего были получены режимы квазистационарного преддетонационного горения при воздействии на процесс периодическими теплогазодинамическими импульсами от генератора. После подачи топлива в расширяющуюся часть канала и установлении стационарного режима горения в КС, генератор отключали, что не приводило к изменению процесса горения в камере.

Задачей предлагаемого технического решения является повышение эффективности работы двигателя.

Предлагаемое изобретение позволит обеспечить надежный запуск и работу двигателя без нарушения течения на входе в воздухозаборник.

Повышение эффективности запуска работы двигателя заключается осуществлением квазистационарного пульсирующего режима горения при параметрах, соответствующих разгону ЛА до гиперзвуковых скоростей полета и последующим переходом на режим работы с отключением генератора теплогазодинамических импульсов. При этом сохраняются все положительные особенности прототипа. Изобретение позволит увеличить удельный импульс двигателя при полете на больших сверхзвуковых скоростях, уменьшить тепловые потери в стенки КС, а также сократить протяженность изолятора. В двигателе, кроме водорода, могут быть использованы углеводородные топлива.

Технический результат достигается в сверхзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе с пульсирующим режимом запуска (СПВРД с ПРЗ), содержащим сверхзвуковой воздухозаборник, изолятор, сверхзвуковую КС, состоящую из участков постоянного и переменного сечения, сверхзвуковое сопло, несколько поясов подачи топлива, причем, первый пояс подачи топлива расположен в начале участка постоянного сечения, а последующие – на участках переменного сечения камеры сгорания, генератор теплогазодинамических импульсов инициирования пульсирующего режима горения установлен в конце участка постоянного сечения. Согласно изобретению, генератор теплогазодинамических импульсов выполнен в виде малоразмерной КС с автономным пульсирующим режимом горения.

Технический результат достигается также в способе работы сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя с пульсирующим режимом запуска (СПВРД с ПРЗ), включающем подачу топлива в первый пояс участка постоянного сечения КС, инициирование пульсирующего режима горения с периодическим формированием волновой структуры от генератора теплогазодинамических импульсов и обеспечение дальнейшей работы двигателя подачей топлива в последующие пояса участков переменного сечения КС. Согласно изобретению, для запуска двигателя, в участок постоянного сечения КС подают расчетное количество топлива и воздействуют генератором теплогазодинамических импульсов с параметрами, достаточными для обеспечения преддетонационного режима горения на данном участке КС, при этом для дальнейшей работы двигателя количество подаваемого топлива на каждый участок камеры сгорания задают из условия сохранения звуковой скорости (М≈1) потока по всему каналу камеры сгорания, и после установления стационарного режима горения по всему каналу камеры сгорания генератор импульсов отключают.

Изобретение является новой схемой прямоточного воздушно-реактивного двигателя с потоком в КС, близким к скорости звука и с пульсирующим режимом запуска - «сверхзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателем с пульсирующим режимом запуска» - СПВРД с ПРЗ.

В СПВРД с ПРЗ преддетонационный режим осуществляется при создании пульсирующего квазистационарного режима горения в участке постоянного сечения КС путем подбора параметров. От параметров генератора импульсов и вида применяемого топлива в СПВРД зависит преддетонационный режим горения на данном участке КС, а количество подаваемого топлива на участка переменного сечения камеры сгорания обеспечивает поддержание стационарного режима горения, равное скорости звука по всему каналу камеры сгорания.

На рисунке изображена общая схема двигателя СПВРД с ПРЗ. Сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель с пульсирующим режимом запуска (СПВРД с ПРЗ) содержит сверхзвуковой воздухозаборник 1, изолятор 2, сверхзвуковую КС, состоящую из участков постоянного 3 и переменного 4 сечения, сверхзвуковое сопло 5, несколько поясов подачи топлива 6, 7, и генератор теплогазодинамических импульсов 8 -малоразмерная камера сгорания с автономным пульсирующим режимом горения топлива с окислителем.

СПВРД с ПРЗ функционирует следующим образом:

1. Набегающий на двигатель поток воздуха (с числом Маха М≥4,0) тормозится в воздухозаборнике 1 (рис.) и изоляторе 2, и входит в участок постоянного сечения КС 3, сохраняя сверхзвуковую скорость.

2. Через первый пояс 6 подают расчетное количество топлива для осуществления преддетонационного режима горения, одновременно включается в работу генератор теплогазодинамических импульсов 8 с параметрами, достаточными для обеспечения преддетонационного режима горения на данном участке камеры сгорания.

3. После установления квазистационарного пульсирующего режима горения в части КС постоянного сечения 3, осуществляют подачу топлива в последующие пояса 7 участков переменного сечения 4, количество подаваемого топлива на каждый участок камеры сгорания задают из условия сохранения звуковой скорости потока по всему каналу камеры сгорания.

4. После установления стационарного режима горения в камере сгорания отключают генератор 8.

Реализация преддетонационного режима со скоростью потока в конце участка постоянного сечения КС, близкой к скорости звука, делает невозможным проникновение высокого давления в изолятор 2 и срыв течения в воздухозаборнике 1. Функция изолятора, как устройства для предотвращения срыва течения в воздухозаборнике, становится лишней (ненужной) и его протяженность может быть уменьшена.

Все эти признаки способствуют улучшению тяговых характеристик двигателя при полете на больших сверхзвуковых скоростях, помогают уменьшить тепловые потери в стенках КС, а также сократить протяженность изолятора. В двигателе, кроме водорода, могут быть использованы углеводородные топлива.

1. Сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель с пульсирующим режимом запуска (СПВРД с ПРЗ), содержащий сверхзвуковой воздухозаборник, изолятор, сверхзвуковую камеру сгорания, состоящую из участка постоянного сечения и расположенных за ним нескольких участков переменного сечения, сверхзвуковое сопло, несколько поясов подачи топлива, причем первый пояс подачи топлива расположен в начале участка постоянного сечения, последующие - на участках переменного сечения камеры сгорания, а генератор теплогазодинамических импульсов инициирования пульсирующего режима горения установлен в конце участка постоянного сечения, отличающийся тем, что генератор теплогазодинамических импульсов выполнен в виде малоразмерной камеры сгорания с автономным пульсирующим режимом горения, параметры которого обеспечивают преддетонационный режим горения на данном участке камеры сгорания.

2. Способ работы сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя с пульсирующим режимом запуска (СПВРД с ПРЗ), включающий подачу топлива в первый пояс участка постоянного сечения камеры сгорания, инициирование пульсирующего режима горения с периодическим формированием волновой структуры от генератора теплогазодинамических импульсов и обеспечение дальнейшей работы двигателя, подачей топлива в последующие участки переменного сечения камеры сгорания, отличающийся тем, что для запуска двигателя, в участок постоянного сечения камеры сгорания подают расчетное количество топлива и воздействуют генератором теплогазодинамических импульсов с параметрами, достаточными для обеспечения преддетонационного режима горения на данном участке камеры сгорания, при этом для дальнейшей работы двигателя количество подаваемого топлива на каждый участок камеры сгорания задают из условия сохранения звуковой скорости потока по всему каналу камеры сгорания, и после установления стационарного режима горения по всему каналу камеры сгорания генератор импульсов отключают.



 

Похожие патенты:

Импульсный детонационный ракетный двигатель содержит детонационную камеру сгорания, вход которой через торцевую стенку служит для порционного ввода детонационного топлива и герметично соединен через баллистическое устройство с магнитокумулятивным генератором импульсов, источник начального возбуждения.

Цель изобретения - повышение эффективности ВРД стабильным поступлением воздушной массы при любых режимах работы при попутном увеличении силы тяги. Цель достигается путем поперечного выдавливания необходимой воздушной массы для камеры сгорания из ускоряющегося столба воздуха реактивной струей из канала, образованного лопаточным ротором в цилиндрическом корпусе с последующей заменой ускоренной воздушной массы на вновь сформированный воздушный массив с последующей заменой уже отсеченной части реактивной струи на столб воздуха, осуществляемого в тупиковом положении канала поперечным заполнением освобождаемого пространства воздухом из окружающего пространства через винтовое окно корпуса в период его движении для захода в реактивную струю с другой стороны.

Способ создания реактивной тяги бесклапанного пульсирующего воздушно-реактивного двигателя может быть применен в двигателях летательных аппаратов. Способ включает циклический выброс продуктов сгорания и всасывание атмосферного воздуха во впускном канале с осуществлением одновременной генерации двух кольцевых вихрей разнонаправленной закрутки, которую осуществляют в передней части камеры сгорания на цикле расширения потока продуктов сгорания, идущего в направлении входного канала.

Прямоточный турбореактивный детонационный двигатель состоит из входной части, средней части и выходной части. Во входную часть входят вентилятор и компрессор.

Изобретение относится к области двигателестроения. Пульсирующий газотурбинный двигатель содержит корпус, ротор, снабженный реактивными двигателями с компрессором на валу, и газовую турбину, посаженную коаксиально на вал ротора.

Способ организации рабочего процесса в непрерывно-детонационной камере сгорания турбореактивного двигателя включает двухступенчатое преобразование химической энергии топлива в полезную механическую работу и в кинетическую энергию реактивной струи.

Газотурбинный двигатель с пульсирующей работой содержит симметрично расположенные камеры сгорания с окнами входа и выхода над ними, прилегающие к торцу диска ротора.

Детонационный двигатель содержит первый и второй впуски, первое и второе сопла и сепаратор. Первый впуск имеет первый конец, соединенный по текучей среде с первой емкостью, и второй конец, соединенный по текучей среде с детонационным двигателем.

Изобретение относится к аэрокосмическим двигателям. Детонационно-дефлаграционный пульсирующий прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит сверхзвуковой воздухозаборник, систему непрерывной подачи топлива, решеточный пластинчатый гаситель детонационных волн, расположенный так, что в него поступает хорошо перемешанная горючая смесь, камеру сгорания и выхлопное сопло.

Изобретение относится к бесклапанному многотрубному двигателю с импульсной детонацией. Двигатель содержит несколько детонационных труб, причем каждая детонационная труба имеет независимое разгрузочное выпускное отверстие, несколько детонационных труб соединены друг с другом в общем отверстии впуска воздушно-топливной смеси, при этом воздушно-топливная смесь детонирует в детонационных трубах одновременно, и общее отверстие впуска воздушно-топливной смеси минимизирует обратное давление, вызванное детонацией воздушно-топливной смеси, направляя несколько обратных ударных волн друг на друга, эффективно используя обратные давления как реактивные фронты друг для друга и эффективно снижая воздействие ударных волн, распространяющихся назад, в направлении вверх по потоку.

Изобретение относится к области гиперзвуковых летательных аппаратов, а именно к высокоскоростным прямоточным воздушно-реактивным двигателям. Сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель с пульсирующим режимом запуска содержит сверхзвуковой воздухозаборник, изолятор, сверхзвуковую камеру сгорания, состоящую из участка постоянного сечения и расположенных за ним нескольких участков переменного сечения, сверхзвуковое сопло, несколько поясов подачи топлива. Первый пояс подачи топлива расположен в начале участка постоянного сечения, последующие - на участках переменного сечения камеры сгорания. Генератор теплогазодинамических импульсов инициирования пульсирующего режима горения установлен в конце участка постоянного сечения, и выполнен в виде малоразмерной камеры сгорания с автономным пульсирующим режимом горения, параметры которого обеспечивают преддетонационный режим горения на данном участке камеры сгорания. Изобретение направлено на повышение эффективности работы двигателя. 2 н.п. ф-лы. 1 ил.

Наверх