Результат интеллектуальной деятельности: СПОСОБ СЖИГАНИЯ ТОПЛИВО-ВОЗДУШНОЙ СМЕСИ И ПРЯМОТОЧНЫЙ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ СО СПИНОВОЙ ДЕТОНАЦИОННОЙ ВОЛНОЙ

Изобретение относится к области двигателей для аэрокосмической отрасли.

Известен сверхзвуковой пульсирующий детонационный прямоточный 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, связанные через систему управления подачей топлива с датчиками регистрации прохождения детонационными волнами заданных расстояний от входа и выхода камеры сгорания (Патент РФ №2157909). 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 топливовоздушную смесь и вызывая изменения направления и скорости перемещения 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.

Известен пульсирующий детонационный прямоточный воздушно-реактивный двигатель, который содержит сверхзвуковой воздухозаборник, сверхзвуковую камеру смешения, газовоздушный тракт между ними, сверхзвуковую камеру сгорания, выходное сверхзвуковое сопло, воспламенитель топливовоздушной смеси и систему подачи топлива, которая включает коллекторы и пилоны с топливными каналами и соплами, установленные в сверхзвуковой камере смешения. 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, полностью прерывающего подачу топлива (Патент РФ №2476705).

В известных технических решениях топливовоздушная смесь горит в детонационных волнах, пульсирующих вдоль оси двигателя, а расход топлива периодически изменяется. В сверхзвуковом пульсирующем детонационном прямоточном воздушно-реактивном двигателе расход топлива изменяет постоянно работающее механическое устройство (вентиль) в системе подачи топлива, а в пульсирующем детонационном прямоточном воздушно-реактивном двигателе - «газодинамический клапан» - ударная волна, которая на каждом цикле, полностью прерывает подачу топлива. Ударная волна движется к воздухозаборнику и может нарушить расчетные характеристики работы двигателя.

Эти недостатки не позволяют получить максимально высокую экономичность двигателя для аэрокосмических летательных аппаратов.

Известны способы и устройства для сжигания топлива в спиновой детонационной волне для создания реактивной тяги (RU 2333423 С2, 10.09.2008; RU 2459150 С2, 20.08.2012; RU 2468292 С2, 27.11.2012).

Реагент в камеру сгорания, подают равномерно по окружности камеры сгорания под углом к сплошному потоку другого реагента, подаваемого через щель в направлении выхода из камеры.

Во всех этих известных патентах потоки воздуха и топлива подаются в камеру сгорания с дозвуковой или звуковой скоростью. При более высоких скоростях спиновая детонационная волна может сильно тормозить поток, что ведет к большим потерям полного давления и высокой теплонапряженности тракта двигателя. Поэтому сжигание топлива в спиновой детонационной волне в двигателях для высоких скоростей полета не использовалось.

В основу изобретения положена задача создания способа сжигания топливовоздушной смеси и прямоточного воздушно-реактивного двигателя со спиновой детонационной волной, расширяющие числа Маха полета до высоких значений и не имеющие указанных недостатков.

Техническим результатом, достигаемым изобретением, является интенсификация скорости химических реакций горения и энерговыделения за счет спинового детонационного горения хорошо перемешанной топливовоздушной смеси.

Еще одним техническим результатом является уменьшение теплонапряженности тракта двигателя при высокоскоростных полетах с расширением чисел Маха полета до М=4-8.

Поставленная задача решается тем, что при сжигании топливо-воздушной смеси для создания реактивной тяги в прямоточном воздушно-реактивном двигателе со спиновой детонационной волной для высокоскоростных полетов набегающий высокоскоростной поток тормозят до сравнительно больших чисел Маха (М=3-4), подают в него поток топлива и закручивают, образующийся закрученный топливовоздушный поток хорошо перемешанной горючей смеси тормозят до дозвуковой «осевой» (параллельной оси двигателя) компоненты скорости, инициируют воспламенение закрученной хорошо перемешанной топливовоздушной смеси и сжигают во вращающейся («спиновой») детонационной волне, детонационные и ударные волны, распространяющиеся против потока, гасят набегающим сверхзвуковым потоком топливовоздушной смеси, а образующиеся при сжигании продукты сгорания направляют на создание реактивной тяги двигателя.

Поставленная задача решается также тем, что прямоточный воздушно-реактивный двигатель со спиновой детонационной волной для высокоскоростных полетов содержит сверхзвуковой двухступенчатый воздухозаборник с затупленным центральным телом и служащий для торможения поступающего воздушного потока до сравнительно больших чисел Маха (М=3-4), систему слива энтропийного и пограничных слоев, топливные пилоны с соплами для подачи топлива в набегающий воздушный поток, венцы которых выполнены и расположены так, что тормозят и закручивают образующийся топливовоздушный поток, кольцевой решеточный гаситель детонационных и ударных волн, содержащий кольцевые решетчатые перегородки, образующие каналы, для торможения и поворота топливо-воздушного потока до дозвуковой «осевой» (параллельной «оси» двигателя) компоненты скорости с сохранением сверхзвуковой скорости в каналах гасителя, расположенную на выходе гасителя кольцевую детонационную камеру сгорания, начальный внутренний радиус которой меньше внутреннего радиуса колец гасителя, кольцевую решетку, расположенную на выходе камеры сгорания, спрямляющую выходящий поток; осесимметричное кольцевое сопло, имеющее расширяющуюся внешнюю обечайку и центральное тело с донным срезом.

Поперечный размер каналов гасителя меньше размера ячейки детонационной волны.

Настоящее изобретение поясняется более подробным описанием осуществления способа сжигания топливовоздушной смеси на примере прямоточного воздушно-реактивного двигателя со спиновой детонационной волной, реализующего способ сжигания топливовоздушной смеси для создания реактивной тяги согласно изобретению.

На фиг. 1 изображена принципиальная схема двигателя, на фиг. 2 - пространственная картина того же двигателя, где ДВ, УВ и BP - детонационная и ударная волны и волна разрежения.

При сжигании топливо-воздушной смеси набегающий высокоскоростной поток тормозят до сравнительно больших чисел Маха (М=3-4), подают в него топливо, закручивают образующийся топливовоздушный поток хорошо перемешанной горючей смеси, тормозят до дозвуковой «осевой» (параллельной оси двигателя) компоненты скорости, инициируют воспламенение закрученной хорошо перемешанной топливовоздушной смеси и сжигают во вращающейся («спиновой») детонационной волне, детонационные и ударные волны, распространяющиеся против потока, гасят набегающим сверхзвуковым потоком топливовоздушной смеси, а образующиеся при сжигании продукты сгорания направляют на создание реактивной тяги двигателя.

Прямоточный воздушно-реактивный двигатель со спиновой детонационной волной для высокоскоростных полетов содержит последовательно размещенные двухступенчатый воздухозаборник 1 с центральным затупленным телом, служащий для торможения набегающего высокоскоростного воздушного потока (М=4-8) до сравнительно больших чисел Маха (М=3-4).

Далее по потоку размещены топливные пилоны 2, венцы которых выполнены и расположены так, что продолжают тормозить и закручивают топливо-воздушный поток, систему слива энтропийного и пограничных слоев (не показана), кольцевой решеточный гаситель 3 детонационной и ударных волн, детонационную кольцевую камеру сгорания 4 с начальным внутренним радиусом, меньшим внутреннего радиуса гасителя (то есть высота камеры сгорания 4 больше высоты гасителя 3), воспламенитель 5, расположенный в нише в начале кольцевой камеры сгорании 4, который служит инициатором создания «спиновой» детонационной волны для запуска двигателя, кольцевую решетку 6, спрямляющую поток и расположенную на выходе из камеры сгорания, осесимметричное кольцевое сопло 7, имеющее расширяющуюся внешнюю обечайку и центральное тело с донным срезом 8.

Радиус притупления центрального тела на фиг. 1 не показан ввиду его малой величины. Первая и вторая ступени воздухозаборника обозначены на фиг. 1 позициями 9 и 10, соответственно.

Кольцевой решеточный гаситель 3 детонационных и ударных волн содержит кольцевые решетчатые перегородки (в виде пластин), образующие каналы, для торможения и поворота топливо-воздушного потока до дозвуковой «осевой» (параллельной «оси» двигателя) компоненты скорости с сохранением сверхзвуковой скорости в каналах гасителя. Поперечный размер каналов гасителя 3 меньше размера ячейки детонационной волны. Достаточно большая сверхзвуковая скорость набегающего потока не пропускает ударные волны к воздухозаборнику 1.

Для сохранения сверхзвуковой скорости в каналах компенсируют вытесняющий эффект пограничных слоев и пластин - боковых стенок каналов расширением стенок (не показано).

Расположенная на выходе гасителя 3 детонационная кольцевая камера сгорания 4 имеет начальный внутренний радиус меньше внутреннего радиуса колец гасителя.

Способ осуществляется при функционировании прямоточного воздушно-реактивного двигателя со «спиновой» детонационной волной и заключается в следующем.

Набегающий высокоскоростной поток воздуха и подаваемое из пилонов 2 топливо образуют хорошо перемешанную смесь. Воздухозаборник 1, пилоны 2 и перегородки гасителя 3 тормозят образующуюся смесь до сравнительно больших чисел Маха (М=3-4), облегчая охлаждение тракта двигателя. Воспламенителем 5 инициируют воспламенение горючей смеси в начале кольцевой камеры сгорания 4 с возникновением детонационных волн. Горению способствует подача в камеру сгорания 4 закрученного сверхзвукового потока хорошо перемешанной горючей смеси, осевая компонента скорости которой на выходе из гасителя 3 меньше звуковой. Из-за того, что поперечные размеры каналов гасителя меньше размера детонационной ячейки, часть детонационной волны гаснет при входе в гаситель 3, а возникающие при этом ударные волны не могут преодолеть сверхзвуковой поток с М=3-4, так как достаточно большая сверхзвуковая скорость входящего потока не пропускает ударные волны к воздухозаборнику.

В камере сгорания 4 воспламенителем 5 инициируют горение смеси, переходящее в детонацию известным образом (см.: 1. Войцеховский Б.В. и др. Структура фронта детонации в газах. Новосибирск: СО АН СССР, 1963, 168 с.; 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, 92 с.; 6. Быковский Ф.А., Ждан С.А. Непрерывная спиновая детонация. Новосибирск: ИГЛ СО РАН, 2013. 422 с.).

Поток в каналах гасителя 3 сохраняют сверхзвуковым. Небольшая часть спиновой детонационной волны, входя в каждый канал гасителя 3, гаснет из-за того, что поперечные размеры каналов гасителя выбраны меньшими, чем размер детонационной ячейки. При этом образуется ударная волна, которая после взаимодействия со стенками канала гасителя 3 выносится сверхзвуковым потоком из гасителя в камеру сгорания 4.

В кольцевой раскручивающей (спрямляющей) решетке 6 перед входом в сопло 7 поток продуктов сгорания приобретает направление, близкое к осевому. Слив энтропийного и пограничных слоев через щели в сечениях стыковки ступеней воздухозаборника осуществляется в донную область, находящуюся за донным срезом 8 центрального тела.

Таким образом, в двигателе происходит сжигание заранее хорошо перемешанной горючей смеси во вращающейся по кольцевой камере нестационарной детонационной волне, часть которой гаснет, входя в гаситель 3, а возникающие при этом ударные волны не могут преодолеть набегающий сверхзвуковой поток и выйти в воздухозаборник 1.

При числах Маха полета М=4-8 реализуемый процесс горения требует меньшего, чем в прямоточном воздушно-реактивном двигателе (ПВРД) и ПВРД со сверхзвуковым горением (СПВРД), торможения потока (до М=3-4 на входе в камеру сгорания), снижая теплонапряженность тракта двигателя.

В предлагаемом изобретении - прямоточном воздушно-реактивном двигателе для высокоскоростных полетов со «спиновой» детонационной волной уменьшение теплонапряженности тракта двигателя при высокоскоростных полетах с расширением чисел Маха полета до М=4-8 соочетается с постоянной подачей и горением топлива и без нарушения работы воздухозаборника возмущениями, идущими из детонационной камеры сгорания.