Результат интеллектуальной деятельности: СПОСОБ ОРГАНИЗАЦИИ ГОРЕНИЯ ТОПЛИВА И ДЕТОНАЦИОННО-ДЕФЛАГРАЦИОННЫЙ ПУЛЬСИРУЮЩИЙ ПРЯМОТОЧНЫЙ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

Изобретение относится к аэрокосмическим двигателям, а более точно касается детонационных прямоточных воздушно-реактивных двигателей с пульсирующим детонационно-дефлаграционным горением.

Известны пульсирующие воздушно-реактивные двигатели, где сила тяги создается следующими друг за другом импульсами благодаря пульсирующему истечению топливных газов через сопло.

Известен сверхзвуковой пульсирующий детонационный воздушно-реактивный двигатель, который содержит сверхзвуковой воздухозаборник, сверхзвуковую камеру смешения, сверхзвуковую камеру сгорания, сверхзвуковое сопло, устройство запуска двигателя и систему подачи топлива. Система подачи топлива содержит пилоны с соплами и клапаны изменения режима подачи топлива (Патент РФ №2157909, 20.10.2000). Способ функционирования такого сверхзвукового пульсирующего детонационного прямоточного воздушно-реактивного двигателя заключается в том, что в момент запуска двигателя подают топливо и инициируют детонационную волну. Дальнейшую работу двигателя обеспечивают последовательно-периодическим изменением подачи топлива, реализуя в камере сгорания богатую и бедную горючую смесь и вызывая изменения направления и скорости перемещения детонационной волны относительно камеры сгорания от ее выхода ко входу по богатой смеси и в обратном направлении по бедной смеси.

Известен пульсирующий детонационный прямоточный воздушно-реактивный двигатель, который содержит сверхзвуковой воздухозаборник, сверхзвуковую камеру смешения, сверхзвуковую камеру сгорания, выходное сверхзвуковое сопло, воспламенитель топливовоздушной смеси и систему подачи топлива. Система подачи топлива включает коллекторы и пилоны с топливными каналами и соплами, установленные в сверхзвуковой камере смешения. Двигатель также содержит расположенный между сверхзвуковым воздухозаборником и сверхзвуковой камерой смешения канал газовоздушного тракта. Пилоны системы подачи топлива размещены на выходе из последнего. Воспламенитель топливовоздушной смеси размещен в сверхзвуковой камере сгорания в поперечной нише и выполнен постоянно работающим. Каналы системы подачи топлива выполнены открытыми с возможностью газодинамического перекрытия (Патент РФ №2476705, опубл. 27.02.2013).

Горючая смесь горит в детонационных волнах, пульсирующих вдоль оси двигателя от пульсирующей подачи топлива. В сверхзвуковых пульсирующих детонационных воздушно-реактивных двигателях расход топлива изменяет постоянно работающее механическое устройство (вентиль) в системе подачи топлива, а в пульсирующих детонационных прямоточных воздушно-реактивных двигателях - «газодинамический клапан» - ударная волна, которая на каждом цикле, полностью прервав подачу топлива, движется к воздухозаборнику с возможным нарушением его работы.

Прерывание подачи топлива сказывается на тяговых характеристиках. Кроме того, ударная волна, свободно распространяющаяся в канале тракта двигателя, может достичь воздухозаборника и нарушить его работу и, следовательно, всего двигателя.

Прямоточные пульсирующие воздушно-реактивные двигатели с пульсацией детонационной волны при непрерывной подаче топлива и воздуха во время работы двигателя не выявлены.

В основу изобретения положена задача увеличения тяги воздушно-реактивного двигателя и расширение диапазона скоростей полета до чисел Маха М=5-8 при уменьшении, по сравнению с прямоточным воздушно-реактивном двигателем и прямоточным воздушно-реактивном двигателем со сверхзвуковым горением, теплонапряженности тракта двигателя.

Техническим результатом является пульсация детонационной волны и фронта медленного (дефлаграционного) горения при непрерывной подаче топлива.

Техническим результатом является также ограничение зоны движения детонационных и ударных волн, уменьшение теплонапряженности тракта двигателя на высоких скоростях полета и расширение диапазона чисел Маха полета до М=5-8.

Поставленная задача решается тем, что способ организации горения топлива для получения реактивной тяги в прямоточном воздушно-реактивном двигателе для сверхвысоких скоростей полета заключается в том, что набегающий сверхвысокоскоростной поток воздуха по мере движения его в воздухозаборнике тормозят до сравнительно больших чисел Маха (М=3-4), непрерывно подают в него топливо, образующуюся горючую смесь направляют в «решетку каналов», где поперечное сечение каждого канала меньше, чем поперечный размер ячейки детонационной волны, образующейся при горении, детонационную волну, движущуюся со скоростью выше скорости потока горючей смеси и распространяющуюся против потока, гасят за счет попадания в каналы, возникающие при этом ударные волны и фронты медленного (дефлаграционного) горения выносит далее поступающая с большей скоростью, чем скорость ударных волн, горючая смесь, обеспечивая переход горения дефлаграции в детонацию, в результате чего организуется непрерывное нестационарное горение в динамически пульсирующих (возникающих и гаснущих) детонационных волнах и фронтах медленного горения.

Поставленная задача решается также тем, что детонационно-дефлаграционный пульсирующий прямоточный воздушно-реактивный двигатель, служащий для осуществления вышеуказанного способа, содержит последовательно размещенные в проточном тракте двигателя сверхзвуковой воздухозаборник, систему непрерывной подачи топлива, решеточный пластинчатый гаситель детонационных волн, который расположен за воздухозаборником в зоне достаточно хорошо перемешанной горючей смеси, камеру сгорания и выхлопное сопло, причем сверхзвуковой воздухозаборник рассчитан так, что его контур тормозит набегающий высокоскоростной сверхзвуковой поток воздуха до чисел Маха М=3-4, а решеточный пластинчатый гаситель содержит одну или более пластин, расположенных вдоль оси проточного тракта двигателя, причем поперечный размер каждого канала, образованного пластинами гасителя, меньше, чем поперечный размер ячеек образующейся при горении детонационной волны, движущейся против потока и набегающей на тот же гаситель, что останавливает и гасит распространение детонационной волны при попадании в каналы гасителя, а ударные волны, возникающие при погасании детонационной волны, сверхзвуковым потоком выносятся в камеру сгорания, препятствуя разрушению ими течения набегающего потока и ограничивая движение детонационных и ударных волн частью гасителя и камерой сгорания.

В предпочтительном исполнении детонационно-дефлаграционный пульсирующий прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит воспламенитель, размещенный в нише в конце камеры сгорания. Двигатель работает в диапазоне чисел Маха полета до М=5-8.

В дальнейшем изобретение поясняется описанием и чертежами, где дана принципиальная общая и внутренняя схема детонационно-дефлаграционного пульсирующего прямоточного воздушно-реактивного двигателя для осуществления способа согласно изобретению.

На фиг. 1 изображена принципиальная общая схема двигателя,

на фиг. 2 - внутренняя пространственная схема того же двигателя, где показаны ДВ, УВ, ФГ, КР и BP - детонационная и ударная волны, фронт медленного горения, контактный разрыв и волна разрежения соответственно.

Детонационно-дефлаграционный пульсирующий воздушно-реактивный двигатель для сверхвысоких скоростей полета содержит последовательно размещенные сверхзвуковой воздухозаборник 1 с системой подачи топлива, детонационную камеру сгорания 3 и выхлопное сверхзвуковое сопло 6.

Двигатель содержит воспламенитель 5, расположенный в нише 4 и предназначенный для запуска или в нештатных ситуациях.

Согласно изобретению двигатель содержит решеточный пластинчатый гаситель 2 детонационных волн, возникающих и распространяющихся при детонационном горении. Гаситель 2 расположен за воздухозаборником 1 перед камерой сгорания 3 в зоне достаточно хорошо перемешанной горючей смеси и содержит одну или более пластин, расположенных вдоль оси проточного тракта двигателя. Поперечный размер каждого канала гасителя меньше, чем поперечный размер ячейки детонационной волны, распространяющейся против потока и набегающей на тот же гаситель. Это останавливает и гасит распространение детонационной волны при попадании в каналы гасителя. Воздухозаборник 1 рассчитан и выполнен так, что его контур тормозит набегающий высокоскоростной поток до сравнительно больших чисел Маха (М=3-4), в результате чего скорость сверхзвукового потока в каналах гасителя получается больше скорости идущей против потока ударной волны, возникающей при погасании детонационной волны. Таким образом, изобретение позволяет ограничить зону движения детонационных и ударных волн частью гасителя 2 и камерой сгорания 3. Для компенсации вытесняющих эффектов пограничных слоев и «пластин» (боковых стенок его каналов) гаситель 2 может иметь расширение общих верхних и нижних стенок его каналов гасителя.

Для работы двигателя существенно то, что гаситель 2 расположен так, что в него поступает достаточно хорошо перемешанная горючая смесь, детонационные волны, идущие против сверхзвукового потока, при заходе в гаситель гаснут из-за меньших, чем размер детонационной ячейки, поперечных размеров каналов гасителя, а возникающие при этом идущие против потока ударные волны, как и фронты медленного горения, выносятся в камеру сгорания 3 сверхзвуковыми потоками, скорости которых превышают скорость ударных волн. Вынесенные из гасителя фронты медленного горения сливаются в камере сгорания в единый фронт, обеспечивая переход дефлаграции в детонацию.

Изобретение позволяет ограничить зону движения детонационных и ударных волн частью гасителя 2 и камерой сгорания 3.

Двигатель приспособлен для осуществления способа известными расчетными средствами с помощью изменения геометрических параметров регулирующих элементов камеры сгорания в зависимости от числа Маха потока на входе в камеру сгорания и химического состава поступающей топливовоздушной газовой смеси и экспериментами (см.: 1. Нетлетон М. Детонация в газах. / Под ред. Л.Г. Гвоздевой. М.: Мир, 1989. С. 15, 33-39; 2. Митрофанов В.В. Детонация гомогенных и гетерогенных систем. Новосибирск: ИГЛ СО РАН, 2003. 199 с.; 3. Васильев А.А. Особенности применения детонации в двигательных установках. С. 129, 141-145; 4. Левин В.А. и др. Инициирование газовой детонации электрическими разрядами. С. 235-254; 5. Быковский Ф.А. и др. Инициирование детонации в потоках водородно-воздушных смесей. С. 521-539 // Импульсные Детонационные Двигатели. Под ред. С.М. Фролова. М.: Торус-Пресс, 2006. 592 с.).

Способ организации детонационно-дефлаграционного горения согласно изобретению заключается в том, что набегающий сверхвысокоскоростной поток воздуха при М=5-8 по мере движения его в воздухозаборнике 1 тормозят до сравнительно больших чисел Маха (М=3-4), непрерывно подают в него топливо, образующуюся горючую смесь направляют в гаситель 2, детонационную волну, движущуюся со скоростью выше скорости потока горючей смеси и распространяющуюся против потока, гасят за счет попадания в каналы, возникающие при этом ударные волны и фронты медленного (дефлаграционного) горения выносит далее поступающая с большей скоростью, чем скорость ударных волн, горючая смесь, обеспечивая переход горения дефлаграции в детонацию, в результате чего организуется непрерывное нестационарное горение в динамически пульсирующих (возникающих и гаснущих) детонационных волнах и фронтах медленного горения.

Способ функционирования пульсирующего детонационного воздушно-реактивного двигателя для высоких скоростей полета с решеточным пластинчатым гасителем детонационных волн состоит в следующем.

На вход сверхзвуковой камеры сгорания 3 через сверхзвуковой воздухозаборник 1 и гаситель 2 подают хорошо перемешанную горючую смесь, заполняют нишу 4 и воспламенителем 5 инициируют горение смеси, переходящее в детонацию (см.: 1. Нетлетон М. Детонация в газах. / Под ред. Л.Г. Гвоздевой. М.: Мир, 1989. С. 15, 33-39; 2. Митрофанов В.В. Детонация гомогенных и гетерогенных систем. Новосибирск: ИГЛ СО РАН, 2003. 199 с.; 3. Васильев А.А. Особенности применения детонации в двигательных установках. С. 129, 141-145; 4. Левин В.А. и др. Инициирование газовой детонации электрическими разрядами. С. 235-254; 5. Быковский Ф.А. и др. Инициирование детонации в потоках водородно-воздушных смесей. С. 521-539 // Импульсные Детонационные Двигатели. Под ред. С.М. Фролова. М.: Торус-Пресс, 2006. 592 с.).

Дальнейшую работу двигателя обеспечивают, направив возникшую детонационную волну против потока за счет выбора его сверхзвуковой скорости меньшей, чем скорость детонационной волны. Поток в каналах гасителя 2 сохраняют сверхзвуковым.

Детонационные волны, входя в гаситель 2, гаснут из-за того, что поперечные размеры каналов гасителя выбраны меньшими, чем размер детонационной ячейки.

Каждый раз детонационная волна гаснет, порождая в каждом канале ударную волну, которая движется навстречу потоку со скоростью, меньшей скорости потока в канале гасителя, сносимые потоком фронт медленного горения, идущий против потока, близкий к нему контактный разрыв и волну разрежения. Ударная волна, продолжая двигаться против потока, сносится им в камеру сгорания благодаря выбору скорости горючей смеси в каналах гасителя.

Возникшие при погасании детонационных волн во всех каналах гасителя 2 фронты медленного горения, будучи вынесены из гасителя, образуют в камере сгорания 3 единый фронт, что реализует переход от дефлаграции к детонации, обеспечивая периодичность процесса. При постоянной подаче топлива реализуется устойчивый пульсирующий высокочастотный режим работы.

При числах Маха полета М=5-8 реализуемый процесс горения идет при меньшем, чем в прямоточном воздушно-реактивном двигателе и прямоточном воздушно-реактивном двигателе со сверхзвуковым горением, торможении потока (до М=3-4 на выходе из воздухозаборника), снижая теплонапряженность тракта двигателя.

Таким образом, предлагаемое изобретение при отсутствии обеспечивающих пульсирующий режим работы двигателя механических или газодинамических клапанов расширяет диапазон скоростей полета летательных аппаратов до чисел Маха М=5-8, уменьшает теплонапряженность тракта двигателя, обеспечивает недопущение до воздухозаборника ударных волн, движущихся против потока.

В обеспечение исследований по детонационным двигателям создана экспериментальная установка, моделирующая работу камер смешения и сгорания в режиме «присоединенного трубопровода» (требуемый сверхзвуковой поток воздуха на входе в камеры смешения или сгорания создает сверхзвуковое сопло). При моделировании на ней работы для коэффициентов избытка воздуха от 1 до 1.4 подтверждено, что пульсирующий процесс с гаснущими и вновь возникающими идущими против потока детонационными волнами реализуется как при включенном, так и при выключаемом (после запуска) воспламенителе. В предлагаемой конструкции условия для работы с выключаемым воспламенителем заведомо лучше.