ВЫСОКОСКОРОСТНОЙ ПРЯМОТОЧНЫЙ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

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

L_кс - длина камеры сгорания,

λ_кс - приведенная скорость потока в камере сгорания,

T_кс ^* - полная температура топливовоздушной смеси в камере сгорания,

k - показатель адиабаты,

R - газовая постоянная,

F_кр - площадь выходного сечения камеры сгорания двигателя,

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

где

L_кс - длина камеры сгорания (заданная),

w_кс - скорость потока в камере сгорания,

λ_кс - приведенная скорость потока в камере сгорания,

Т_кс - статическая температура топливовоздушной смеси в камере сгорания,

Т_кс ^* - полная температура топливовоздушной смеси в камере сгорания,

k - показатель адиабаты.

Из этого выражения, используя равенство:

где

R - газовая постоянная,

получаем нелинейное уравнение относительно λ_кс:

которое решается для заданных Т_кс ^* и L_кс, известных из условий полета и габаритных ограничений.

После решения уравнения (1) из уравнения:

где

F_кр - площадь выходного сечения камеры сгорания двигателя,

F_кс - 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 L_кс 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 Т_кс 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 M_n=5,5 и M_n=6.

Для M_n=5,5 (T_кс ^*=1450 К) и длины камеры сгорания L_кс=1 м из уравнения (1) получаем λ_кс=0,42. Соответственно отношение площадей . Статическая температура потока топливовоздушной смеси будет равна 0,97 от полной температуры потока.

Для M_n=6 (T_кс ^*=1650 К) и длины камеры сгорания L_кс=1 м из уравнения (1) получаем λ_кс=0,74. Соответственно отношение площадей . 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.