СПОСОБ ОРГАНИЗАЦИИ ДЕТОНАЦИОННО-ДЕФЛАГРАЦИОННОГО ГОРЕНИЯ И ДЕТОНАЦИОННО-ДЕФЛАГРАЦИОННЫЙ ПУЛЬСИРУЮЩИЙ ПРЯМОТОЧНЫЙ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

Изобретение относится к пульсирующим детонационным воздушно-реактивным двигателям. Более точно изобретение касается способа организации детонационно-дефлаграционного горения и детонационно-дефлаграционного пульсирующего прямоточного воздушно-реактивного двигателя, который не использует при создании пульсации механических клапанов или газодинамическое перекрытие топливных каналов.

Известен способ организации детонационного режима горения в камере сгорания сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя (патент РФ №2285143, опубл. 10.10.2006), который включает подачу топливо-воздушной газовой смеси в камеру сгорания двигателя, генерирование внутренних ударных волн в проточной части камеры сгорания, формируемых регулируемыми элементами камеры сгорания. В проточной части камеры сгорания создают систему симметричных наклонных падающих ударных волн. В центральной части поперечного сечения камеры сгорания в результате взаимодействия этих волн друг с другом формируется пересжатая детонационная волна - ножка Маха с возможностью регулирования ее размера и местоположения в проточной части камеры сгорания. Размер ножки Маха, а тем самым и ее положение в продольном направлении камеры сгорания, а также и ее стационарность, задают посредством изменения геометрических параметров регулирующих элементов камеры сгорания в зависимости от числа Маха потока на входе в камеру сгорания и химического состава поступающей топливо-воздушной газовой смеси.

Известен сверхзвуковой пульсирующий детонационный прямоточный (СПДПД) воздушно-реактивный двигатель (СПДВРД) (патент РФ №2157909, опубл. 20.10.2000), 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. Известен способ функционирования этого сверхзвукового пульсирующего детонационного прямоточного воздушно-реактивного двигателя при котором в момент запуска двигателя подают топливо и инициируют детонационную волну, дальнейшую работу двигателя обеспечивают последовательно-периодически, изменяя подачу топлива, реализуя в камере сгорания богатую и бедную топливо-воздушную 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, в предельном случае - по чистому воздуху, при сохранении направления движения волны против потока топлива.

Известен пульсирующий детонационный прямоточный воздушно-реактивный двигатель (патент РФ №2476705, опубл. 27.02.2013), который содержит сверхзвуковой воздухозаборник, сверхзвуковую камеру смешения, сверхзвуковую камеру сгорания, выхлопное сверхзвуковое сопло, воспламенитель топливо-воздушной 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 топливо-воздушной смеси размещен в сверхзвуковой камере сгорания в поперечной нише и выполнен постоянно работающим. Сопла системы подачи топлива выполнены открытыми с возможностью газодинамического перекрытия.

В известных технических решениях детонационное горение организуют изменением подачи топлива в прямоточный воздушно-реактивный двигатель. Пульсацию детонационной волны организуют изменением подачи топлива, для чего используют механические клапаны или газодинамическое перекрытие топливных каналов. «Газодинамический клапан» - ударная волна, которая на каждом цикле, полностью прервав подачу топлива, что уменьшает тягу, движется к воздухозаборнику и может нарушить его работу.

В основу изобретения положена задача упрощения конструкции детонационного пульсирующего прямоточного воздушно-реактивного двигателя путем создания детонационно-дефлаграционного горения и детонационно-дефлаграционного пульсирующего прямоточного воздушно-реактивного двигателя.

Техническим результатом является функционирование пульсации детонационной волны без механических или газодинамических клапанов при непрерывной подаче топлива и недопущение (благодаря подбору степени торможения высокоскоростного потока в воздухозаборнике) возникающей при этом ударной волны до топливных сопел и воздухозаборника. Другими техническими результатами являются повышение тяги за счет непрерывного поступления топлива и высокая частота процесса, определяемая большими скоростями детонационной волны и сверхзвукового потока, сносящего очаги медленного горения.

Поставленная задача решается тем, что организуют детонационно-дефлаграционное горение в воздушно-реактивном двигателе для высоких скоростей полета, для чего набегающий высокоскоростной сверхзвуковой поток воздуха тормозят в криволинейном пространстве воздухозаборника по мере его продвижения, в зоне образования скорости, меньшей, чем скорость детонационной волны, возникающей при горении, непрерывно подают топливо, которое смешивают с воздухом, и создают непрерывный поток горючей смеси, имеющий зону недостаточного смешения с образованием «бедной» смеси в области ввода топлива и хорошо перемешанную горючую смесь в зоне, расположенной ниже по течению потока, воспламеняют хорошо перемешанную горючую смесь, образующуюся при этом детонационную волну, движущуюся со скоростью выше скорости потока горючей смеси и распространяющуюся вместе с ударной волной против потока, гасят при поступлении в зону недостаточного смешения за счет самогашения в «бедной» смеси, а очаги медленного дефлаграционного горения, возникающие при гашении и сносимые набегающим потоком вниз по течению, попадают в хорошо перемешанную горючую смесь, воспламеняют ее и инициируют новую детонационную волну, распространяющуюся против потока, реализуя переход от дефлаграции к детонации, в результате чего организуется пульсирующий процесс детонационно-дефлаграционного горения с высокой частотой, определяемой большими скоростями детонационной волны и сверхзвукового потока, до топливных сопел и воздухозаборника.

Целесообразно, если топливо подают в зоне образования скорости, сравнительно больших чисел Маха (М=3-4).

Поставленная задача решается также тем, что детонационно-дефлаграционный пульсирующий прямоточный воздушно-реактивный двигатель для высоких скоростей полета, включает последовательно размещенные сверхзвуковой воздухозаборник, систему подачи топлива с пилонами и звуковыми или сверхзвуковыми соплами, сверхзвуковые камеры смешения и сгорания и выхлопное сопло, которые конструктивно приспособлены для реализации вышеуказанного способа организации детонационно-дефлаграционного горения.

Целесообразно чтобы топливные сопла были расположены на входе камеры смешения и выполнены открытыми для постоянной подачи топлива в поток с требуемым расходом, а сверхзвуковая скорость потока в камере смешения выполнена с расчетом на сверхзвуковую скорость потока, при которой ударная волна, возникающая при погасании детонационной волны после ее попадания в зону недостаточно смешанной горючей смеси, не доходит до топливных пилонов и до воздухозаборника, а воздухозаборник выполнен так, что его контур тормозит набегающий высокоскоростной поток воздуха до чисел Маха (М=3-4) и скорости, которая меньше скорости детонационной волны, но больше скорости ударной волны, возникающей при погасании детонационной волны.

В дальнейшем изобретение поясняется описанием и фигурами, где на фиг.1 и фиг.2 соответственно приведены принципиальные общая и внутренняя схемы детонационно-дефлаграционного пульсирующего прямоточного воздушно-реактивного двигателя предназначенного для осуществления способа, согласно изобретению.

Далее приведен пример выполнения способа и детонационно-дефлаграционного пульсирующего прямоточного воздушно-реактивного двигателя для осуществления способа.

Способ организации детонационно-дефлаграционного горения, согласно изобретению, может быть реализован в пульсирующем детонационно-дефлаграционном прямоточном воздушно-реактивном двигателе для высоких скоростей полета, который содержит последовательно размещенные сверхзвуковой воздухозаборник 1, систему 2 подачи топлива с пилонами и соплами, сверхзвуковые камеры смешения 3 и сгорания 4, и выхлопное сверхзвуковое сопло 7.

Топливные сопла размещены в начале камеры смешения 3. Воспламенитель горючей смеси 6 размещен в конце камеры сгорания 4 в поперечной нише 5 и предназначен для запуска.

Согласно изобретению, в сверхзвуковой поток воздуха после воздухозаборника 1, тормозящего высокоскоростной набегающий поток, из звуковых или сверхзвуковых топливных сопел системы 2 непрерывно подают в топливо и смешивают его с воздухом в камере смешения 3. Это создает непрерывный поток горючей смеси, имеющий зону недостаточного смешения с образованием «бедной» смеси в области ввода топлива (у топливных сопел системы 2) и хорошо перемешанную горючую смесь в зоне, расположенной ниже по течению потока. Хорошо перемешанную горючую смесь первично воспламеняют воспламенителем 6. При воспламенении организуется процесс горения с образованием ударных (УВ) и детонационных волн (ДВ). Образующаяся детонационная волна движется со скоростью выше скорости потока горючей смеси и распространяется вместе с ударной против потока. При поступлении в зону недостаточного смешения (у топливных сопел системы 2) детонационную волну гасят за счет ее самогашения в «бедной» смеси. Образуется волна разряжения (BP), контактный разрыв (КР) и фронт медленного горения (ФГ). Очаги медленного дефлаграционного горения, возникающие при гашении, набегающий поток горючей смеси сносит их вниз по течению, где они попадают в хорошо перемешанную горючую смесь, воспламеняют ее и инициируют новую детонационную волну, распространяющуюся против потока, реализуя переход от дефлаграции к детонации, в результате чего организуется пульсирующий процесс детонационно-дефлаграционного горения с высокой частотой, определяемой большими скоростями детонационной волны и сверхзвукового потока, до топливных сопел и воздухозаборника.

Целесообразно, если топливо подают в зоне образования скорости, сравнительно больших чисел Маха (М=3-4).

Детонационная волна (ДВ) гаснет при попадании в зону недостаточного смешения, возникающая при этом ударная волна (УВ) не может преодолеть сверхзвуковой поток и дойти до топливных сопел и воздухозаборника. Детонационная волна (ДВ) движется по камере сгорания 4 и части камеры смешения 3. При поступлении в зону недостаточного смешения происходит самогашение детонационной волны за счет попадания в «бедную» смесь.

Прохождению ударной волны в воздухозаборник 1 препятствует сверхзвуковой поток в камере смешения 3 со специально подобранным числом Маха. Благодаря подбору степени торможения высокоскоростного потока в воздухозаборнике 1 возникающая при гашении ударная волна не доходит до топливных сопел и воздухозаборника.

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 топливо-воздушной 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.).

В случае наилучшего выполнения, топливные сопла системы 2 были расположены на входе камеры смешения 3 и выполнены открытыми для постоянной подачи топлива в поток с требуемым расходом. Сверхзвуковая скорость потока в камере смешения 3 выполнена с расчетом на сверхзвуковую скорость потока, при которой ударная волна, возникающая при погасании детонационной волны после ее попадания в зону недостаточно смешанной горючей смеси, не доходит до топливных пилонов и до воздухозаборника 1. Воздухозаборник 1 выполнен так, что его контур тормозит набегающий высокоскоростной поток воздуха до чисел Маха (М=3-4) и скорости, которая меньше скорости детонационной волны, но больше скорости ударной волны, возникающей при погасании детонационной волны.

Такая конструкция расширяет диапазон скоростей полета летательного аппарата до чисел Маха 5-8.

Способ функционирования детонационно-дефлаграционного пульсирующего прямоточного воздушно-реактивного двигателя для высоких скоростей полета состоит в том, что на вход сверхзвуковой камеры смешения 3 через сверхзвуковой воздухозаборник 1 подают воздух, а через топливные сопла системы 2 - топливо. За соплами в сверхзвуковой камере смешения 3 формируют горючую смесь, направляют ее в камеру сгорания 4 и заполняют нишу 5. В нише воспламенителем 6 инициируют первичное воспламенение и горение смеси, переходящее в детонацию. Дальнейшую работу двигателя обеспечивают, направив возникшую детонационную волну против потока за счет выбора его сверхзвуковой скорости меньшей, чем скорость детонационной волны. После прихода в зону недостаточного смешения вблизи топливных сопел детонационная волна гаснет, порождая ударную волну, которая движется против потока со скоростью, меньшей скорости сверхзвукового потока. Потоком сносит контактный разрыв с близкими к нему очагами медленного горения и волну разрежения. Возникшие при погасании детонационной волны очаги медленного горения поток сносит в зону хорошего смешения, где образуется «богатая» горючая смесь. При работе двигателя на «богатой» горючей смеси очаги образуют сплошной фронт, реализуют переход от дефлаграции к детонации, обеспечивая периодичность процесса. Таким образом, детонационная волна всегда движется против потока между сечением перехода от дефлаграции к детонации (сечение УВ) и сечением недостаточно перемешанной смеси вблизи топливных сопел системы 2, где существование детонационной волны невозможно.

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 предлагаемого способа обнаружено, что при постоянной подаче водородного топлива для коэффициентов избытка воздуха от 1 до 1.4 пульсирующий процесс с гаснущими и вновь возникающими идущими против потока детонационными волнами реализуется. Реализуется устойчивый пульсирующий режим работы, заведомо более высокочастотный, чем в СПДВРД.

Для рабочего процесса можно ожидать высоких топливной экономичности, полноты сгорания и температуры продуктов сгорания.

При числах Маха полета М=5-8 реализуемый процесс горения требует меньшего, чем в ПВРД (прямоточном воздушно-реактивном двигателе) и СПВРД (ПВРД со сверхзвуковым горением) торможения 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 клапанов:

расширяет диапазон скоростей полета летательных аппаратов до чисел Маха М=5-8;

при числах Маха полета М=5-8 уменьшает теплонапряженность тракта двигателя;

обеспечивает постоянство расхода топлива и недопущение до воздухозаборника ударных волн, движущихся против потока.