ЭЛЕКТРОХИМИЧЕСКИЙ ГЕНЕРАТОР НИЗКОТЕМПЕРАТУРНОЙ ПЛАЗМЫ

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано для обеспечения надежного воспламенения и стабилизации горения углеводородных топлив в прямоточных сверхзвуковых камерах сгорания в условиях, когда традиционные газодинамические методы не позволяют этого сделать (низкие статические температуры и давления, бедные смеси).

Известны модули для воспламенения и стабилизации горения, использующие наносекундные разряды, в которых температура электронов может быть наиболее высокой, значительно больше, чем температура нейтральных молекул и ионов (неравновесные разряды), благодаря чему они могут эффективно возбуждать высоко расположенные уровни молекул, участие которых приводит к интенсификации химических процессов, протекающих при горении, предложенные в работе: Aleksandrov N., Anikin N., Bazelyan E., Zatsepin D., Starikovskaia S., Starikovskii A.. - «Chemical reactions and ignitions in hydrocarbon-air mixtures by high-voltage nanosecond gas discharge)) (AIAA Paper. 2001-2949). Однако для реализации наносекундных разрядов требуются напряжения на уровне 40-50 кВ, которые технологически трудно применимы в камерах сгорания.

Известны модули для воспламенения и стабилизации горения углеводородных топлив, в которых используются неравновесные СВЧ и ВЧ разряды с высокой температурой электронов, например, предложенные в работах: Esakov I., Grachev L., Kholftaev K. - «Investigation of under-critical microwave streamer discharge for jet engine fuel ignition» (AIAA Paper 2001-2939) и Klimov A., Bityurin V., Brovkin V., Kuznetsov A., Sukovatkin N., Vystavkin N. - «Plasma assisted combustion» (Proceedings of the 3 th Workshop on Magneto-Plasma Aerodynamics in Aerospace Applications. - M.: IVTAN. 2001. p. 33-37). Недостатком таких модулей является необходимость использования полупрозрачных диэлектрических окон и покрытий, которые разрушаются при температурах, значительно более низких, чем температура стенок камер сгорания на рабочих режимах и специфические особенности сочетания источников электромагнитного излучения с камерами, выполненными из металла.

Известен электроразрядный модуль пилотного пламени, в котором используются неравновесные электродные разряды, технологически наиболее просто реализуемые в камерах сгорания, предложенный в работе: Leonov S., Bityurin V., Savelkin K., Yarantsev D. - «Plasma-induced ignition and plasma assisted combustion of fuel in high speed flow» (Proceedings of 5 th Workshop "PA and MHD in Aerospace Applications". - M.: IVTAN. 2003, p. 56).

Недостатком указанного модуля является то, что зона воспламенения образуется на периферии камеры сгорания, у ее стенки, а необходимость использования уступа, в рециркуляционной области за которым создается зона плазмохимических реакций, приводит к увеличению аэродинамического сопротивления течению в камере сгорания.

Ближайшим техническим решением является сверхзвуковой плазмохимический стабилизатор горения для прямоточной камеры сгорания (патент РФ №2499193), который по максимальному количеству сходных существенных признаков принят за прототип. Известный стабилизатор горения содержит термохимический реактор (ТХР) в одном из двух последовательно расположенных по потоку электродов анода и катода, выполненных в виде обтекаемых пилонов с симметричными аэродинамическими профилями и установленных в проточной части камеры сгорания, при этом анод электрически изолирован от металлической стенки камеры сгорания, а катод расположен в следе за анодом и установлен непосредственно на стенке камеры. Анод имеет излом и состоит из двух секций: корневой, имеющей отрицательную стреловидность относительно направления потока, и концевой - с нулевой стреловидностью, обеспечивающих газодинамическую стабилизацию положения канала разряда и интенсификацию плазмохимических реакций, возникающих в зоне пониженного давления за профилем нулевой стреловидности. Для впрыска топлива в поток на обтекаемой поверхности анода (пилона) размещены инжекторы, к которым подводится топливо через встроенную в пилон подводящую трубку. Недостатком прототипа является повышенный уровень аэродинамических потерь, обусловленный трудностью перемещения анодного конца канала разряда от места пробоя к зоне пониженного давления на задней кромке анода. Пробой происходит на ближайшую к нему металлическую стенку камеры.

Задачей и техническим результатом изобретения является обеспечение низкого уровня энергетических затрат при существенном воздействии, позволяющее осуществлять воспламенение и поддерживать стабильное горение топливно-воздушной смеси, на процессы в объеме камеры сгорания, а также управление энергоэффективностью сгорания топлива для достижения функционирования энергодвигательных установок сверхзвуковых летательных аппаратов в требуемом диапазоне полетных условий.

Задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, и технический результат, полученный при осуществлении ее, заключается в оптимизации внутрикамерных процессов и характеристик и может быть достигнута совокупностью заявленных существенных признаков, необходимых и достаточных для осуществления технического результата.

Сущность поясняется чертежом, на котором представлена схема заявленного электрохимического генератора низкотемпературной плазмы, где:

1 - термохимический реактор;

2 - камера сгорания;

3 - корпус плазматрона (анод);

4 - катод;

5 - плазматрон;

6 - штуцер подвода газообразного рабочего тела плазматрона;

7 - керамический держатель;

8 - металлическая обойма держателя;

9 - электрод катода;

10 - диффузор;

11 - изолированное сопло;

12 - малая диэлектрическая трубка;

13 - большая диэлектрическая трубка;

14 - штуцер подвода газа с химически активным компонентом;

15 - трубка-завихритель;

16 - центрирующая вставка.

Сущность заявляемого технического решения заключается в том, что, как и прототип, оно содержит термохимический реактор 1, камеру сгорания 2, анод 3, катод 4.

В отличие от прототипа дополнительно введен плазматрон 5, связанный с термохимическим реактором 1, который соединен с камерой сгорания 2. Корпус плазматрона 5 со штуцером 6 является анодом 3. Керамический держатель 7 электрода 9 катода 4, закрепленный в металлической оболочке 8, изолирует электрод 9 катода 4 от корпуса плазматрона 5. Диффузор 10 и сопло 11 расположены на диэлектрических вставках в виде трубок 12 и 13. В термохимический реактор 1 через штуцер 14 подводится газ с химически активным компонентом. Через сопло 11 низкотемпературная плазма выдувается по направлению анода 3 и далее термохимического реактора 1. Анод 3 изготовляется из высокотемпературного материала или материала с высокой теплопроводностью. В аноде 3 выполнено осевое отверстие для выдувания плазмы в трубку-завихритель 15. Трубка-завихритель 15 соединена с графитовой центрирующей вставкой 16.

Устройство работает следующим образом.

Плазма вводится в камеру сгорания 2. Вводимая плазма имеет диффузный характер за счет ее формирования в плазматроне 5. Это позволяет воздействовать на больший объем топливно-воздушной смеси внутри камеры сгорания 2. Используется как электрическая энергия, так и химическая, причем основная мощность выделяется именно за счет использования химической составляющей, что с точки зрения технической реализации более эффективно, т.к. электрической мощности может быть недостаточно на борту летательного аппарата для существенного влияния на внутрикамерные процессы энергодвигательной установки. К электроду 9 катода 4 подается питание от источника со схемой поджига дуги. Электрод 9 изолирован от корпуса плазматрона 5, который выполняет роль анода 3, керамическим держателем 7, закрепленным в металлической обойме 8. Между катодом 4 и корпусом плазматрона 5 через изолированное сопло 11 происходит электрический самостоятельный разряд в среде рабочего тела. Газообразное рабочее тело подается через штуцер 6 в корпус плазматрона 5. Далее газообразное рабочее тело через неплотности попадает внутрь большой диэлектрической трубки 13 к керамическому тангенциальному диффузору 10, благодаря прохождению газа через который происходит газодинамическая крутка анодного пятна контакта дуги с корпусом плазматрона 5 для уменьшения эрозии с одной стороны, и стабилизация дуги на оси канала плазматрона 5 с другой стороны. Сопло 11 изолировано от катода 4 диффузором 10, а от анода малой 12 и большой 13 диэлектрическими трубками. Низкотемпературная плазма рабочего тела через отверстие в торце корпуса плазматрона 5 подается в термохимический реактор 1, который соосно состыкован с плазматроном 5. Плазма через графитовую центрирующую вставку 16 попадает в трубку-завихритель 15. Вставка 16 и трубка 15 находятся внутри термохимического реактора 1, в который через штуцер 14 подается газ с химически активным компонентом. Газ, проходя через тангенциальные отверстия в стенке и неплотности на торцах трубки-завихрителя 15, охлаждает ее и вступает в реакцию с плазмой. В трубке-завихрителе 15 происходит смешение и реакция между плазмой и газом с химически активным компонентом. Трубка 15 испытывает большие тепловые нагрузки. Значительное их снижение достигается за счет подачи плазмы вдоль оси трубки 15 и подачи газа с химически активным компонентом вдоль внутренней стенки через серию отверстий, расположенных тангенциально потоку плазмы. При этом происходит частичная завеса конвективной передачи тепла от потока плазмы кварцевой трубке, а также охлаждение за счет обдува газом с химически активным компонентом. Для более эффективной оптимизации внутрикамерных процессов подвод низкотемпературной плазмы к камере сгорания 2 может осуществляться путем одновременного подключения нескольких электрохимических генераторов низкотемпературной плазмы.

Термохимический реактор 1 соединен с камерой сгорания 2. Низкотемпературная плазма с наработанными радикалами для инициации и поддержания горения попадает в камеру сгорания 2 двигательной установки.

Проведенное моделирование подтвердило возможность осуществлять воспламенение топлива в канале камера сгорания 2 и поддержание пламени в окрестности зоны впрыска (благодаря нескольким локальным воздействиям инжектируемых плазменных струй с температурой более 3000 K и с массовой скоростью от 500 м/с) в условиях, когда традиционные газодинамические методы не позволяют этого сделать. Таким образом, техническим результатом изобретения является обеспечение низкого уровня энергетических затрат при получении существенного воздействия на процессы в сверхзвуковой камере сгорания энергодвигательной установки летательного аппарата для эффективного поджига, стабилизации и оптимизации горения.