Сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель - RU172777U1

Чертежи

Описание

Полезная модель относиться к авиационному двигателестроению, а именно к сверхзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателям (СПВРД), и может быть использована в двигательных установках сверхзвуковых и гиперзвуковых летательных аппаратов, в частности воздушно-космических самолетов (ВКС).

Гиперзвуковые и сверхзвуковые летательные аппараты на определенном участке траектории полета используют для организации горения в камере сгорания двигателя в качестве окислителя атмосферный кислород. По мере увеличения скорости полета начиная с некоторых скоростей необходимо переходить к сверхзвуковому горению, иначе потери тяги будут слишком большими в результате уменьшения пропульсивного коэффициента полезного действия (КПД). Например, при скорости полета, соответствующей числу Маха (отношение скорости полета к местной скорости звука) М=6, в случае использования для организации горения в двигателе традиционного для воздушно-реактивных двигателей термодинамического цикла Брайтона (цикл сгорания топлива при постоянном давлении) оптимальная скорость топливно-воздушной смеси в камере сгорания будет соответствовать числу Маха М=1.8.

Одним из перспективных направлений совершенствования СПВРД является переход от термодинамического цикла Брайтона к термодинамическому циклу детонационного горения (Фике-Джакобса). Применение термодинамического цикла детонационного горения при прочих равных условиях обеспечивает увеличение КПД на 15-25% во всем диапазоне скоростей полета ВКС. Такие условия горения уже нашли применение в современных СПВРД. Отличие термодинамического цикла Фике-Джакобса состоит в том, что подвод тепла происходит по адиабате Рэнкина-Гюгонио. Цикл Фике-Джакобса превосходит по термодинамической эффективности цикл Хамфри и значительно превосходит цикл Брайтона во всем диапазоне степени повышения давления при сжатии. Так, для достижения такого же КПД, как у цикла Фике-Джакобса, традиционному реактивному двигателю нужно иметь степень сжатия в компрессоре в пять раз больше.

Известен пульсирующий детонационный прямоточный воздушно-реактивный двигатель (патент РФ №2476705, опубл. 27.02.2013), содержащий последовательно состыкованные сверхзвуковой воздухозаборник, сверхзвуковую камеру смешения, сверхзвуковую камеру сгорания, выходное сверхзвуковое сопло. Двигатель оснащен системой подачи топлива в камеру смешения, выполненной в виде установленных в камере смешения пилонов, на которых размещены сопла для распыления топлива, связанные топливными каналами с топливным баком. Канал газовоздушного тракта двигателя расположен между сверхзвуковым воздухозаборником и сверхзвуковой камерой смешения. Воспламенитель топливовоздушной смеси расположен в сверхзвуковой камере сгорания в поперечной нише и выполнен постоянно работающим. Коллекторы и каналы системы подачи топлива выполнены открытыми с возможностью газодинамического перекрытия.

В процессе работы двигателя на вход сверхзвуковой камеры смешения через сверхзвуковой воздухозаборник и канал газовоздушного тракта подают воздух, а через установленные на пилонах сопла - топливо для формирования в сверхзвуковой камере топливовоздушной смеси, которая инициируется воспламенителем, и на выходе сверхзвуковой камеры сгорания инициируют детонационную волну, а дальнейшую работу двигателя обеспечивают путем прерывистого изменения подачи топлива, вызывая изменение направления и скорости перемещения детонационной волны относительно тракта двигателя по потоку и в обратном направлении, причем детонационную волну инициируют постоянно работающим воспламенителем и обеспечивают прохождение детонационной волны через сверхзвуковые камеру сгорания, камеру смешения и канал газовоздушного тракта с торможением детонационной волны в зоне пилонов, а прерывистое изменение подачи топлива обеспечивают газодинамическим перекрытием топливных каналов.

Недостатком конструкции данного двигателя является большая длина области перехода от дефлаграции (медленного горения) к детонации, которая в зависимости от скорости и высоты полета может достигать десятков и даже сотен метров. Другим недостатком данного двигателя является сравнительно низкая частота следования детонационных волн, которая в предложенной конструктивной схеме определяется не скоростью потока и детонационной волны, а инерционностью системы подачи топлива. Третьим недостатком данного двигателя является сложность его регулирования, т.к. скорость распространения детонационной волны вверх по потоку полностью определяется составом топливно-воздушной смести, ее давлением и температурой, следовательно, на заданной скорости полета частота следования детонационных волн может регулироваться в очень ограниченном диапазоне.

Наиболее близким к предлагаемой полезной модели является пульсирующий детонационно-дефлаграционный прямоточный воздушно-реактивный двигатель (патент РФ №2563092, опубл. 20.09.2015), содержащий последовательно скомпонованные сверхзвуковой воздухозаборник, сверхзвуковую камеру смешения, сверхзвуковую камеру сгорания и выхлопное сверхзвуковое сопло. Двигатель оснащен системой подачи топлива в камеру смешения, включающей пилоны, размещенные в начале камеры смешения и размещенные на пилонах топливные сопла - форсунки. Двигатель оснащен воспламенителем образованной в камере смешения топливовоздушной смеси, который размещен в конце камеры сгорания. Внутренние поверхности воздухозаборника выполнены криволинейными, формой, исходя из условия образования в зоне расположения топливных сопел скорости потока меньшей, чем скорость детонационной волны, возникающей при горении, но большей, чем скорость ударной волны, возникающей при гашении детонационной волны, а топливные сопла выполнены с возможностью формирования вблизи них зоны недостаточного смешения потоков воздуха и топлива.

При работе двигателя набегающий высокоскоростной сверхзвуковой поток воздуха тормозится в криволинейном пространстве воздухозаборника, далее в зоне образования скорости, меньшей, чем скорость детонационной волны, возникающей при горении, непрерывно подается топливо. Таким образом, создается непрерывный поток топливно-воздушной смеси, имеющей две области: область «бедной» смеси (в области ввода топлива) и область хорошо перемешанной смеси (расположенной ниже по ее течению), в которой инициируют воспламенение. Образующуюся при этом детонационную волну, которая начинает распространяться вверх по сверхзвуковому потоку, гасят за счет самогашения в «бедной» смеси, образующиеся при этом очаги медленного дефлаграционного горения сносятся вниз по потоку и вновь инициируют детонационную волну. В результате этого реализуется пульсирующий процесс детонационно-дефлаграционного горения с высокой частотой, определяемой большими скоростями детонационной волны и сверхзвукового потока, до топливных сопел и воздухозаборника.

В результате анализа известного двигателя необходимо отметить, что его конструкция частично устраняет недостатки приведенного выше аналога и позволяет за счет изменения концентрации топлива в топливно-воздушной смеси в более широком диапазоне регулировать частоту следования детонационных волн, обеспечивая более высокую частоту их следования, что увеличивает удельный импульс двигателя. Недостатками данного технического решения являются: большая протяженность области перехода дефлаграции в детонацию; возможность срыва фронта пламени в сверхзвуковом потоке, что приведет к тому, что очаги дефлаграции не смогут инициировать детонационную волну, что может привести к остановке двигателя в полете.

Задача, которая решается настоящей полезной моделью, заключается в повышении эффективности работы двигателя и расширении диапазона возможных скоростей полета и тяговых характеристик.

Техническим результатом настоящей полезной модели является обеспечения его работы в режиме непрерывного горения, а также возможности регулирования работы двигателя за счет независимого от процесса детонации управления воздухозаборником и расходом топлива.

Указанный технический результат обеспечивается тем, что в сверхзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе, содержащем последовательно состыкованные сверхзвуковой воздухозаборник, сверхзвуковую камеру сгорания и выходное сверхзвуковое сопло, размещенные в воздухозаборнике на пилонах топливные форсунки, а также воспламенитель топливовоздушной смеси с устройством поджига, новым является то, что воздухозаборник оснащен двумя расположенными напротив друг друга пластинами, установленными в воздухозаборнике с возможностью их поворота для регулирования проточной части воздухозаборника, воспламенитель выполнен в виде сетки из диэлектрического материала и установлен в камере сгорания поперек ее оси, а устройство поджига выполнено в виде генератора СВЧ-излучения и расположено вне камеры сгорания у ее наружной стенки в области воспламенителя.

Сущность заявленной полезной модели поясняется фигурой, на которой представлена схема СПВРД и деформирующейся в ней ударно-волновой структуры.

СПВРД состоит из воздухозаборника 1, образованного направляющими пластинами 2 и 3. Направляющие пластины 2 и 3 устанавливают в полости воздухозаборника 1 напротив друг друга с возможностью регулирования их углового положения относительно продольной оси воздухозаборника 1. Механизм регулирования такого положения является известным и может быть выполнен в виде шарнирного узла поворота в местах сопряжения направляющих пластин с горизонтальными поверхностями воздухозаборника 1. При таком способе регулирования расход воздуха через воздухозаборник 1 изменяется. Для регулирования воздухозаборника 1 с сохранением площади входного сечения направляющие пластины 2 и 3 должны одновременно поворачиваться относительно передней кромки и перемещаться в продольном направлении.

Внутри воздухозаборника 1 направляющими пластинами 2 и 3 формируется оптимальная ударно-волновая структура. Пластина 2 формирует косую ударную волну 4. Пластина 3 формирует косую ударную волну 5. Ударные волны 4 и 5 пересекаются нерегулярным образом, образуя прямую ударную волну - ножку Маха 6, а также отраженные косые ударные волны 7 и 8. На верхней пластине 2 воздухозаборника 1 размещены форсунки 9 топливной системы двигателя, предназначенные для подачи топлива в воздушный поток воздухозаборника для образования топливовоздушной смеси, подаваемой в сверхзвуковую камеру сгорания 10, которая состыкована с воздухозаборником 1. К выходу камеры сгорания 10 пристыковано сверхзвуковое выхлопное сопло 11.

В сверхзвуковой камере сгорания 10 размещен воспламенитель 12 топливной смеси, выполненный в виде сетки из диэлектрического материала (например, углеволокна или лексана), перекрывающей поперечное сечение камеры сгорания. Вне камеры сгорания у ее наружной стенки в области воспламенителя 12 установлено устройство поджига 13 воспламенителя 12, выполненное в виде генератора СВЧ-излучения.

СПВРД работает следующим образом.

В процессе работы двигателя из поступающего в воздухозаборник 1 потока воздуха за счет пластин 2 и 3 формируется система двух наклоненных под разными углами ударных волн 4 и 5, распространяющихся навстречу друг другу. В процессе полета угол наклона пластин 2 и 3 воздухозаборника 1 может меняться. Угол наклона пластин 2 и 3 устанавливается в зависимости от высоты и скорости полета и обеспечивает формирование оптимальной несимметричной ударно-волновой структуры. За ударной волной 4 выполняется предварительное перемешивание смеси воздуха с топливом, подаваемым через форсунки 9, с образованием топливно-воздушной смеси, которая дополнительно сжимается ударной волной 7. Косые ударные волны 4 и 5 имеют разные углы наклона к вектору скорости набегающего потока. Они пересекаются нерегулярным (маховским) образом с образованием ножки Маха 6, течение за которой становится дозвуковым, а также исходящих косых ударных волн 7 и 8, скорость потока за которыми сверхзвуковая. Косые ударные волны 4, 7 и 5, 8 предназначены для сжатия воздуха с наименьшими потерями полного давления и обеспечения оптимальной для заданной скорости полета скорости топливно-воздушной смеси в камере сгорания. Геометрия воздухозаборника 1 подбирается таким образом, чтобы ножка Маха 6 имела минимальную высоту, т.к. на ней потери полного давления максимальны. Если высота ножки Маха 6 небольшая, то дозвуковой поток за ней в результате его эжекции сверхзвуковым потоком тоже становится сверхзвуковым.

Полученная на выходе воздухозаборника 1 топливно-воздушная смесь целиком проходит через систему косых ударных волн 4 и 7 и не попадает на ножку Маха 6, т.к. это может вызвать преждевременную детонацию смеси.

Тем самым смесь, прошедшая через систему косых ударных волн 4 и 7, оказывается сжатой и нагретой до заданных параметров и поступает в камеру сгорания 10. Воспламенитель 12 облучается квазиоптическими пучками, имеющими длину волны 8.7 см, которые генерируются импульсами устройства поджига 13. Длительность импульса порядка 1 мкс. Величина ячейки сетки 4.35 см. Ячейки сетки выступают в роли полуволнового вибратора и в результате возникающего резонанса генерируются стримерный СВЧ-разряд, причем стримеры распространяются вдоль элементов, образующих ячейки сетки. Разряд распространяется от инициатора по сетке в направлении против СВЧ-излучения. Глубина распространения разряда зависит от напряженности СВЧ-поля и может регулироваться так, чтобы разряд не проникал в область за ножку Маха 6. Скорость распространения стримерного разряда в зависимости от скорости, температуры и полного давления потока может достигать 10-15 км/с, то есть обеспечивает практически мгновенное инициирование горения топлива по всей площади поперечного сечения камеры сгорания 10. Так создается слабая недосжатая детонация.

Таким образом, поджигание топливовоздушной смеси происходит практически мгновенно. Исследование показало, что стримерный разряд обеспечивает устойчивое поджигание смеси в сверхзвуковом потоке, срыв пламени не происходит (Булат П.В., Есаков И.И., Волобуев И.А., Грачев Л.П. О возможности ускорения горения в камерах сгорания перспективных реактивных двигателей при помощи глубоко подкритического СВЧ-разряда // Научно-технический вестник информационных технологий, механики и оптики. 2016. Т. 16. №2. С. 382-385.). Горение продолжается в сверхзвуковой камере сгорания. Продукты сгорания расширяются в сверхзвуковом сопле, создающем тягу двигателя. Принудительное поджигание топливной смеси стримерным СВЧ-разрядом приводит к так называемой недосжатой детонации.

Можно заключить, что применение квазиоптического СВЧ-пучка, зажигающего на воспламенителе стримерный разряд, площадь которого легко регулируется в зависимости от давления и скорости топливно-воздушной смеси, обеспечивается непрерывное сверхзвуковое горение в режиме так называемой недосжатой детонации. Это повышает эффективность работы двигателя за счет того, что КПД термодинамического цикла детонационного горения выше, чем КПД цикла дозвукового горения при постоянном давлении (цикла Брайтона). Независимое управление воздухозаборником, топливными форсунками и детонацией обеспечивает возможность регулирования работы двигателя в широком диапазоне скоростей и высоты полета, а также потребной тяги двигателя.

Реферат

Полезная модель относиться к авиационному двигателестроению, а именно к сверхзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателям (СПВРД), и может быть использована в двигательных установках сверхзвуковых и гиперзвуковых летательных аппаратов, в частности воздушно-космических самолетов (ВКС).СПВРД включает сверхзвуковой воздухозаборник, сверхзвуковую камеру сгорания и выходное сверхзвуковое сопло, размещенные в воздухозаборнике на пилонах топливные форсунки, а также воспламенитель топливовоздушной смеси с устройством поджига. Воздухозаборник оснащен двумя расположенными напротив друг друга поворотными пластинами, обеспечивающими регулирование воздухозаборника. Независимым от детонации управлением воздухозаборником и расходом топлива достигается регулирование работы двигателя в широком диапазоне скоростей полета и потребной тяги. Воспламенитель выполнен в виде сетки из диэлектрического материала и установлен в камере сгорания, а устройство поджига выполнено в виде генератора СВЧ-излучения и расположено вне камеры сгорания, тем самым обеспечивается работа двигателя в режиме непрерывного горения, что приводит к повышению эффективности работы двигателя.1 ил.

Формула