Способ формирования и сжигания топливной смеси в камере детонационного горения ракетного двигателя

Способ формирования и сжигания топливной смеси в камере детонационного горения ракетного двигателя включает подачу окислителя и топлива с распылением их в камере детонационного горения с образованием детонационных волн, перемещающихся навстречу движущимся потокам окислителя, топлива, и выброс продуктов сгорания. Поступающие под давлением топливо и окислитель распыляют таким образом, что в каждом рабочем цикле, преимущественно, в конце детонационной камеры формируется динамический «поршень», путем химического взаимодействия факелов распыления, движущийся к передней стенке камеры, который и обеспечивает повышение температуры и давления рабочего цикла до сверхвысоких значений. Изобретение направлено на повышение реактивной тяги и термодинамического коэффициента полезного действия ракетного двигателя. 2 ил.

 

Способ формирования и сжигания топливной смеси в камере детонационного горения ракетного двигателя. Изобретение относится к двигателестроению, а именно, к пульсирующим реактивным двигателям, а также может быть использовано при создании детонационных энергетических систем. Известен патент №2429366, кл. F02K 7/02 «Способ повышения реактивной тяги бесклапанного пульсирующего воздушно-реактивного двигателя». Способ включает циклический выброс продуктов сгорания и всасывание атмосферного воздуха. На цикле всасывания осуществляют генерацию двух кольцевых вихрей, которые интенсифицируют массоперенос и горение, что приводит к росту амплитуды и пульсаций давления и росту тяги двигателя. К недостаткам данного способа следует отнести недостаточно значимое повышение коэффициента полезного действия двигателя. Известен патент №2347098 кл. F02K 7/02, 2006 «Способ работы сверхзвукового пульсирующего прямоточного воздушно-реактивного двигателя и сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель». Способ работы данного двигателя включает подачу и сжигание топлива в нескольких расширяющихся участках камеры сгорания в импульсно-периодическом режиме. Часть топлива подают в зону рециркуляции газа в местах стыка участков камеры сгорания. Количество и частоту подводимого топлива на каждом участке камеры сгорания выбирают из условия сохранения сверхзвукового течения в канале камеры сгорания. В качестве продуктов горения используют водород и воздух. Данный способ позволяет увеличить диапазон применения прямоточного воздушно-реактивного двигателя до чисел Маха полета М=13,5-14,5. Способ сложен в реализации и трудно оценить его термодинамический коэффициент полезного действия. Известен патент №2216642 «Способ кумулятивного сжигания топлива в реактивных двигателях», который взят нами за прототип. В камеру сгорания реактивного двигателя через форсунки, под углом к оси камеры сгорания подаются топливо и окислитель, таким образом, чтобы образовалось пространство, свободное от горючей смеси. Свободное пространство должно находиться по оси камеры сгорания и направлено в сторону противоположную направлению тяги. Для увеличения импульса реактивной тяги форсунки распыляют вещества с плотностью больше чем у горючей смеси или используют отдельные твердые топливные заряды. Данный способ отличается сложностью в исполнении. Непонятно как можно реализовать «…Кумулятивное сжигание позволяет получить скорости истечения продуктов сгорания 90 км/с.» Тогда как скорость распространения детонационной волны горения составляет в газовых средах 1-3 км/с (Физическая энциклопедия, Прохоров A.M. раздел « Детонация»). Следует обратить внимание на расположение большого количества распылителей топлива и окислителя по длине камеры. При контакте факелов распыленных материалов от форсунок, расположенных в передней части камеры, при их детонации продукты горения с большим давлением газовой среды тормозят работу остальных форсунок. Это снижает эффективность работы способа. Наиболее близким по техническому решению и достигаемому результату является патент RU 2080466, MПК F02K 7/02,1999 г. «Комбинированная камера пульсирующего двигателя детонационного горения», который взят нами за прототип. В центральном теле камеры сгорания расположены узел продуктов газогенерации с образованием кольцевого канала и струйный ускоритель воздуха, а соосно с ним размещено твердое обтекаемое тело с возможностью осевой и угловой степеней свободы. Работает комбинированная камера детонационного горения следующим образом. Струи продуктов газогенерации и воздуха сходятся на поверхности твердого обтекаемого тела. При контакте струй происходит химическое взаимодействие, что приводит к резкому повышению температуры и давления. Возникают детонационные волны, которые, отражаясь от поверхности твердого тела, будут перемещаться навстречу движущимся потокам воздуха и продуктов газогенерации. Отраженные волны, истекая через открытый конец полости камеры и сопло внешнего расширения, приводят к осевой составляющей тяги. Цикл повторяется. Способ формирования и сжигания топливной смеси, заложенный в комбинированной камере детонационного горения, имеет ряд существенных недостатков. Наличие препятствия на пути движения детонационных волн в виде твердого обтекателя и, отражаясь от него, передает импульс противоположный направлению движения, что, естественно, является существенным тормозом. Твердое обтекаемое тело находится в зоне экстремальных ударных и температурных воздействий. Решений по креплению обтекаемого тела в камере детонационного горения с возможностью осевого и углового перемещений вообще нет. Отсутствие запирающих клапанов не позволяет в полной мере оценить работу комбинированной камеры. При этом ведь речь идет об устройстве. Кроме того не исключено попадание не прореагирующих компонентов топлива, окислителя и детонационных волн в каналы подачи воздуха и продуктов газогенерации, что приведет к выводу из строя двигателя. Так как окислителя (воздуха) для полноценного горения требуется примерно 2,5 раза больше, чем продуктов газогенерации, то размещение струйного ускорителя воздуха в центре камеры детонационного горения усложняет задачу формирования стехиометрической смеси. Решаемая техническая задача - повышение реактивной тяги и термодинамического коэффициента полезного действия пульсирующего ракетного двигателя.

Решаемая техническая задача в способе формирования и сжигания топливной смеси в камере детонационного горения ракетного двигателя, включающий подачу окислителя и топлива с распылением их в камере детонационного горения с образованием детонационных волн, перемещающихся навстречу движущимся потоком окислителя, топлива и выброс продуктов сгорания достигается тем, что поступающие под давлением топливо и окислитель распыляют таким образом, что в каждом рабочем цикле, преимущественно, в конце детонационной камеры формируется динамический «поршень», путем химического взаимодействия факелов распыления, движущийся к передней стенке камеры, который и обеспечивает повышение температуры и давления рабочего цикла до сверхвысоких значений. На фиг. 1 представлена схема реализации способа в камере детонационного горения для системы топливо-окислитель. На фиг. 2 - рабочий цикл в камере детонационного горения с динамическим «поршнем». Способ реализуется следующим образом. В детонационную камеру горения 1 топливо и окислитель под давлением поступают в форсунки для распыления топлива 2 и окислителя 3 (Фиг. 1). При истечении и контакте конусных факелов 4 происходит детонация с образованием области детонационного горения 5, которая работает как динамический детонационный «поршень», движущийся к передней стенке 6 камеры, сжимая распыляемые материалы. По оси камеры происходит сжатие и детонация всей топливной смеси. В выходном направлении камеры срабатывает лишь незначительная часть окислителя и топлива. Закрываются оба обратных клапана 7, 8 и происходит полное удаление продуктов горения с совершением работы. Происходит завершение всего цикла горения. После достижения максимального давления газовой смеси идет процесс удаления из камеры продуктов сгорания. Рассмотрим рабочий цикл в камере детонационного горения АБСД на Фиг. 2. Отрезок кривой 9-10 - процесс показан с момента подачи топлива и окислителя в камеру сгорания, соприкосновения факелов распыления, начала реакции окисления и детонационного горения - точка 10 (обозначения: Т - температура, Тср. - средняя температура, Р - давление, V - объем). Отрезок кривой 10-11 возникновение ударной волны и сжатие газов топлива и окислителя. Процесс можно сравнить с кумулятивным взрывом, направленным в переднюю стенку камеры сгорания 6. В нашем случае это область 5 детонационного горения на фиг. 1, представляющая собой динамический «поршень». Отрезок 10-11 - лавинообразное развитие процесса детонации, сопровождающееся все возрастающими повышениями температуры и давления. Скорость процесса составляет миллисекунды и поэтому весь процесс можно рассматривать как изобарический. Температура и давление зависят от топлива и окислителя и достигают сверхвысоких значений. Кривая 11-13 - совершение работы, расширение детонационных газов. Процесс адиабатический. Чем выше температура и давление, тем выше КПД. Отрезок кривой 12-13 характеризует расширение газов вне рабочей камеры. Рассмотрим термодинамический коэффициент полезного действия где T₁ - температура нагревателя,

в нашем случае для расчетов берется Тср., Т₂ - температура холодильника (цикл Карно). В нашем способе T₁>>T₂ температура нагревателя на порядки выше Т₂, что означает стремление термодинамического коэффициента полезного действия к значениям, близким к единице.

Способ формирования и сжигания топливной смеси в камере детонационного горения ракетного двигателя, включающий подачу окислителя и топлива с распылением их в камере детонационного горения с образованием детонационных волн, перемещающихся навстречу движущимся потокам окислителя, топлива, и выброс продуктов сгорания, отличающийся тем, что поступающие под давлением топливо и окислитель распыляют таким образом, что в каждом рабочем цикле, преимущественно, в конце детонационной камеры формируется динамический «поршень», путем химического взаимодействия факелов распыления, движущийся к передней стенке камеры, который и обеспечивает повышение температуры и давления рабочего цикла до сверхвысоких значений.