воздушно-реактивный комбинированный магнитогазодинамический двигатель

Формула изобретения

1. Воздушно-реактивный комбинированный магнитогазодинамический двигатель, содержащий по крайней мере два параллельно расположенных прямоточных модуля с установленными на них электрически взаимосвязанными МГД-преобразователями энергии, один из которых настроен в режим генератора, другой - в режим ускорителя, отличающийся тем, что полости преобразователей совмещены с воздушными трактами каждого модуля и разделены один от другого двумя электроизолирующими стенками с окнами.

2. Воздушно-реактивный комбинированный магнитогазодинамический двигатель по п. 1, отличающийся тем, что на окнах установлены створки с устройствами управления их положением, а между стенками закреплены перегородки, образующие каналы газовых тоководов.

3. Воздушно-реактивный комбинированный магнитогазодинамический двигатель по п. 1, отличающийся тем, что перед общим соплом установлена газосмесительная камера.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к воздушно-реактивным двигателям для гиперзвуковых и воздушно-космических летательных аппаратов.

Известен гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ГПВРД), в диффузоре которого воздух тормозится не до дозвуковой скорости, а до определенных сверхзвуковых скоростей, при которых статические температура и давление возрастают до умеренных значений, позволяющих реализовать термодинамический цикл при сохранении сверхзвукового течения на всей длине газового тракта двигателя (Р.И.Курзинер. "Реактивные двигатели для больших сверхзвуковых скоростей полета". М.: Машиностроение, 1977 г.). Считалось, что этот двигатель принципиально способен создавать тягу вплоть до орбитальной скорости в атмосферных условиях. Однако после наземных и летных испытаний, проведенных в период 1986-1996 гг., стало понятно, что скоростной предел его надежной работоспособности без принятия специальных мер не превышает чисел Маха полета 8-9.

Известен магнитогидродинамический мотор-генератор, который содержит два параллельно расположенных прямоточных контура и, соответственно, два электрически взаимосвязанных МГД - преобразователя с твердотельными электродами, а также источники тепловой энергии в виде ядерного реактора или камеры сгорания (патент США N 3436918, 1969, МКИ F 03 H 1/00). Предлагаемый мотор-генератор с твердотельными электродами может быть полезен, например, для увеличения тяги и удельного импульса тяги ядерных или химических ракетных двигателей путем ускорения средствами МГД присоединенной атмосферной среды в условиях равновесной электропроводности газа при температуре не менее 2300К, при обязательном добавлении в поток высокотоксичных щелочных металлов, например, цезия или калия.

Энергетическое преобразование раскаленных продуктов сгорания в газовом контуре ВРД с точки зрения улучшения его характеристик представляется бесполезным. Как показано ниже, для улучшения характеристик ВРД требуется осуществлять энергетическое преобразование воздушных потоков в диффузоре или перед ним при низкой температуре воздуха в условиях неравновесного двухтемпературного состояния, характеризующегося температурой электронов более 5000К. Однако при этом применение твердотельных электродов недопустимо в связи с высоким тепловыделением на их поверхностях. По этой причине предлагаемый мотор - генератор для улучшения характеристик ВРД не пригоден.

Ниже содержится предложение по повышению скоростного предела работоспособности ГПВРД путем энергетического преобразования взаимодействующих потоков при использовании безэлектродных средств магнитогазодинамики.

Скоростному пределу работоспособности ГПВРД, кроме числа Маха, соответствует критическое число Рейнольдса Re_b, обозначающее начало кризисного течения, которое зависит от средней скорости потока V_b и толщины пограничного слоя b на входе в двигатель. Относительно низкий скоростной предел работоспособности ГПВРД обусловлен действием пока неизвестных сильных дестабилизирующих факторов, проявляющихся на гиперзвуковых скоростях полета и приводящих к интенсивному увеличению толщины пограничного слоя b в диффузоре на входе в камеру сгорания. Увеличенная толщина пограничного слоя способствует развитию кризисного течения в камере сгорания при высоких значениях полной энтальпии и температуры торможения. Например, на скорости полета 3500 м/с, полная энтальпия составляет 6,36 10⁶ Дж/кг, а температура торможения при давлении около одной атмосферы с учетом диссоциации превышает 3600К. При торможении потока в пределах толщины пограничного слоя, кинетическая энергия переходит в тепловую, вызывая повышение статической температуры до значений, близких к температуре торможения. Высокая температура газа в пристеночных слоях потока приводит к увеличению местной скорости звука (в нашем примере до 115 Ом/с) и, соответственно, к уменьшению местных чисел Маха до дозвуковых значений. Здесь возникают обратные течения, приводящие к отрыву потока.

Начало отрыва соответствует критическим значениям чисел Рейнольдса Re_b, вычисленным по средним параметрам воздуха на входе в двигатель при использовании толщины пограничного слоя b в качестве линейного размера:

Re_b= V_bb/ (1)

- коэффициент кинематической вязкости, м²/с.

Процесс горения топлива, являясь источником сильных возмущений потока, способствует распространению областей критических и дозвуковых течений на большую часть объема камеры сгорания. Кризис течения сопровождается повышением уровня температуры в камере сгорания до температуры торможения газа, что приводит к резкому уменьшению секундного расхода, воспринимающемуся как запирание канала. Для оценки предела работоспособности ГПВРД авторам представляется целесообразным использовать не весь критерий Рейнольдса, а только его числитель V_bb, представляющий собой инерционный фактор. Таким образом, ГПВРД сохраняет работоспособность при тех значениях гиперзвуковых скоростей полета, при которых комплекс V_bb на входе в диффузор оказывается меньше критического, который для этого типа двигателя, по нашему мнению, составляет приблизительно 700-800 м²/с.

Техническими результатами, которые предполагается достигнуть настоящим изобретением, являются:

- увеличение скоростного предела работоспособности воздушно-реактивного двигателя, от чисел Маха полета 8-9 до 20-25;

- повышение эффективности двигателя;

- удлинение эксплуатационного периода до ста и более полетов;

- получение возможности отработки физических процессов в двигателе на его маломасштабных моделях.

Результаты достигнуты тем, что в воздушно-реактивный комбинированном магнитогазодинамическом двигателе, содержащем два параллельно расположенных прямоточных модуля с установленными на них электрически взаимосвязанными МГД-преобразователями энергии, один из которых настроен в режим генератора, другой - в режим ускорителя, полости преобразователей совмещены с воздушными трактами каждого модуля и разделены один от другого двумя электроизолирующими стенками с окнами. На окнах установлены створки с устройствами управления их положением, а между стенками закреплены перегородки, образующие каналы газовых тоководов. Перед общим соплом установлена газосмесительная камера.

Повысить скоростной предел работоспособности ГПВРД до больших гиперзвуковых скоростей полета предлагается путем искусственного поддержания комплекса V_bb на уровне ниже критического средствами магнитогазодинамики (МГД).

Скоростной предел работоспособности двигателя увеличивается за счет двух факторов:

- часть чрезмерно высокой кинетической энергии гиперзвукового воздушного потока преобразуется МГД-генератором в электрическую, которая через окна с открытыми створками по газовым тоководам передается в МГД-ускоритель для ускорения воздуха в контуре смежного прямоточного модуля. Скорость V_b и полная энтальпия за МГД-генератором, на входе в камеру сгорания ГПВРД, уменьшаются до значений, при которых двигатель сохраняет работоспособность на более высоких скоростях полета;

- толщина пограничного слоя b электропроводного воздушного потока на выходе из МГД-преобразователей каждого типа уменьшается до оптимальной величины, что задерживает начало кризисного течения в камерах сгорания прямоточных модулей. Оба фактора приводят к уменьшению комплекса V_bb до уровня ниже критического.

Таким образом, МГД-преобразователи, в соответствии с изобретением, введены в состав комбинированного двигателя для искусственного поддержания комплекса V_bb ниже критического значения путем воздействия на оба параметра V_b и b.

Для предотвращения потерь тяги из-за возможной неравномерности скоростей рабочего газа за двигателем, перед его соплом установлена газосмесительная камера, где производится усреднение параметров обоих потоков. Эффективность двигателя увеличивается за счет устранения твердотельных электродов, в результате уменьшения массы и отсутствия приэлектродных потерь.

Сущность изобретения поясняется графическим материалом на фиг. 1-9:

фиг. 1 - принципиальная схема двигателя;

фиг. 2 - сечение по А-А;

фиг. 3 - сечение по С-С;

фиг. 4 - рисунок фрагмента полой разделительной стенки;

фиг. 5 - рисунок стенки со створкой и управляющей обмоткой;

фиг. 6 - график изменения комплекса V_bb, по числу Маха полета;

фиг. 7 - схема течения электропроводной среды по прямоугольному каналу в присутствии магнитного поля;

фиг. 8 - профиль скоростей при разных значениях критерия Гартмана;

фиг. 9 - сравнительные графики удельного импульса тяги J_уд по числам Маха полета.

Двигатель с двумя прямоточными модулями (фиг. 1) содержит: полость МГД-генератора 1, полость МГД-ускорителя 2, обмотки электромагнита 3, полую электроизолирующую разделительную стенку 4, поворотные створки 5, перегородки 6, диффузоры 7 и 8, камеру сгорания ГПВРД 9, газосмесительную камеру 10, газодинамическое сопло 11 и камеру сгорания СПВРД 12.

Кривыми стрелками и символами В обозначено направление магнитной индукции, а стрелками V_г и V_у - направление воздушных потоков.

На фиг. 2 в сечении А-А показана средняя линия тока электрического разряда J_р. Межэлектродные расстояния l_г и l_у соответствуют генератору и ускорителю.

На фиг. 3 в сечении С-С показана конфигурация камер сгорания ГПВРД 9 и СПВРД 12. Фрагмент полой разделительной стенки 4 (фиг. 4), содержит окна с открытыми и закрытыми створками 5 и перегородки 6, которые образуют каналы тоководов. Фигурными стрелками показан путь средней линии тока разряда Jp. В полости разделительной стенки предусмотрено от пяти до десяти параллельных каналов газовых тоководов, входы и выходы которых определяются створками 5 в положении "открыто".

Расстояния l_г и l_у между открытыми створками в одноименных камерах соответствуют расстояниям между анодом и катодом. Их соотношение определяет режим передачи энергии от генератора к ускорителю, который зависит от скорости полета. Несколько последних рядов каналов газовых тоководов на отдельных режимах полета могут быть полностью перекрыты створками 5 для создания участка камеры нужной длины, где профиль скоростей электропроводного потока выравнивается в магнитном поле, уменьшая при этом толщину пограничного слоя b.

На фиг. 5 показан фрагмент стенки с окном и створкой 5, демонстрирующий один из вариантов исполнительной системы регулирования процесса энергообмена. Поворот створок производится под влиянием, например, управляющей обмотки 13, смонтированной внутри створки, в которую система управления 14 подает электрический ток. При взаимодействии этого тока с магнитным полем B, наведенным обмотками электромагнита 3 (фиг.2), возникает момент, опрокидывающий створку в заданное положение.

На фиг. 6 верхние кривые относятся к работе двигателя без использования принципов магнитогазодинамики при двух значениях скоростного напора q_н. Горизонтальная линия условно обозначает предел работоспособности, а нижние кривые соответствуют двигателю с МГД-преобразователями по предлагаемой заявке.

На фиг. 7 в координатах XYZ представлен канал прямоугольного сечения, в котором течет электропроводная среда в присутствии поперечного магнитного поля с индукцией B. Кривая V(Z) показывает, что профиль скоростей на входе в канал имеет параболическую форму, а замкнутые линии со стрелками означают индуцированный ток J_у.

На фиг. 8 показано изменение профиля скоростей электропроводной жидкости в зависимости от чисел Гартмана (На) в диапазоне от 0 до 10.

На фиг. 9 приведены зависимости удельного импульса тяги модулей двигателей, входящих в состав проектируемого, показанного для примера, комбинированного двигателя, от чисел Маха полета.

Цифрами обозначены кривые, соответствующие: 15 - ракетному двигателю; 16 -ракетному двигателю с эжектором; 17 - прямоточному с дозвуковым течением в камере сгорания (СПВРД); 18 - прямоточному со сверхзвуковым течением (ГПВРД); 19 - ГПВРД с МГД-преобразователями, по настоящей заявке.

Двигатель работает следующим образом:

При достижении скоростного предела работоспособности модуля ГПВРД, входящего в состав комбинированного двигателя, в действие вводятся средства магнитогазодинамики путем возбуждения и последующего поддержания, например, СВЧ-разряда на входах в МГД-преобразователи, что позволяет создать необходимый уровень исходной ионизации разреженного воздуха на небольшом начальном участке каждой энергообменной камеры. Устройство обеспечения СВЧ-разряда на схемах не показано. Свободные электроны в разрядном промежутке под влиянием индуцированного (в МГД-генераторе) или приложенного (в МГД-ускорителе) электрического поля ускоряются, приобретая энергию, достаточную для ионизации нейтральных частиц. В энергообменных камерах преобразователей образуются лавины электронов со средней температурой около 5000К, что обуславливает электропроводность воздуха 5-20 Сим/м в направлении движения электронов.

Система управления двигателем, действуя по программе, зависящей от параметров траектории полета, открывает створки 5 (фиг. 1 и 4) в камерах генератора и ускорителя. Расстояния l_г и l_у приобретают разные, но строго определенные значения, изменяющиеся по длине тракта, и, в целях согласования режимов совместной работы преобразователей, непрерывно корректируются системой управления, обеспечивая условия, при которых разность между ЭДС генератора и ЭДС ускорителя в каждом сечении тракта реализует оптимальный ток при заданном сопротивлении электрической цепи в соответствии с уравнением:

V_гl_гВ - V_уl_уВ = J_р(r_г + r_у) (2)

Здесь r_г и r_у - сопротивление электрической цепи, учитывающее затраты на ионизацию газа и ускорение электронов в камерах генератора и ускорителя. Остальные обозначения соответствуют фиг. 1.

Ток электрического разряда J_р, индуцированный в МГД-генераторе, создает в магнитном поле В электродинамическую силу J_рBl_г, препятствующую движению воздушного потока. Воздух, преодолевая сопротивление этой силы, совершает работу, преобразуя свою кинетическую энергию в электрическую. При этом скорость и полная энтальпия воздуха за генератором уменьшаются, подобно тому, как это происходит на лопатках газовых турбин. Ток J_р через окно с открытой створкой 5 по электропроводному воздуху проходит вдоль канала газового токовода к противоположному окну с открытой створкой, через которое попадает в полость МГД-ускорителя. В этом объеме вырабатывается ЭДС, направленная так же, как в генераторе, т.е. против развернувшегося напряжения тока разряда (фиг.4).

Система управления двигателем, в соответствии с уравнением (2), обеспечивает условие l_г > l_у для каждого ряда каналов газовых тоководов. Ток разряда J_р образует замкнутую петлю, части которой проходят в объемах полостей МГД-генератора и МГД-ускорителя, а также в каналах газовых тоководов. Ток в полости МГД-ускорителя имеет направление, обратное току в полости МГД-генератора, поэтому электродинамическая сила J_рBl_у, действующая там, направлена на ускорение воздушного потока. Электродинамическая сила, действующая в каждом канале газового токовода, не влияет на скорость газа и кинетическую энергию потока.

В результате реализации процессов преобразования и передачи энергии, скорость и полная энтальпия воздуха за МГД-генератором уменьшается, а за МГД-ускорителем увеличивается. Модуль ГПВРД с МГД-генератором, установленным на его входе, получает поток воздуха, пригодный для функционирования при более высоких скоростях полета, чем без МГД-генератора.

Поток продуктов сгорания, ускоренный в контуре ГПВРД путем реализации термодинамического цикла, и поток воздуха, ускоренный в МГД-ускорителе, образуют в камере смешения 10 общий, усредненный газовоздушный поток, дополнительно ускоряющийся в общем канале газодинамического сопла 11 (фиг. 1).

Энергообмен между МГД-преобразователями предусмотрен не столько для глубокого преобразования энергии, сколько для поддержания требуемого уровня неравновесной электропроводности разреженного воздуха в условиях диффузного электрического разряда путем задания оптимальной плотности тока.

Наличие неравновесной электропроводности, кроме изменения скоростей воздушных потоков, позволяет уменьшать толщину пограничного слоя b в полостях обоих МГД-преобразователей.

Для пояснения этого эффекта ниже приведено описание течения электропроводной среды в поперечном магнитном поле (течение Гартмана), которое характерно выравниванием профиля скоростей потока и, как следствие, уменьшением толщины пограничного слоя b, у непроводящих стенок канала, пересекаемых магнитным полем. [Hartmaim J.,Danske Videnskab. Selskab. Matfys. Medd., 15, N6 (1937). Hg-Dynamics l: Theory of the Laminar Flow of an Electrically Conductive Liquid in a Homoheneous Magnttie Field. (Или, например, в книге М. Митчер, Ч. Кругер. "Частично ионизованные газы". М.: Мир, 1976 г., стр. 200)].

Рассмотрен стационарный ламинарный поток электропроводной среды в канале прямоугольного сечения с большим отношением сторон, движущийся в однородном постоянном поле с магнитной индукцией B, направленном перпендикулярно широким сторонам канала (см. фиг. 7). Движение среды в направлении оси X поперек поля B приводит к появлению индуцированного электрического тока вдоль отрицательного направления оси Y.

J_у= (E_у-VB) (3)

- средняя удельная электропроводность среды, Сим/м;

E_у - постоянное электрическое поле (В/м) между верхней и нижней электропроводными стенками, зависящее от граничных условий, задаваемых внешней электрической цепью, которая в рассматриваемом примере считается разомкнутой.

В этом случае E_у = V_срВ.

В центре канала, где местная скорость потока максимальна и текущее значение V В превышает E_у, ток J_у имеет отрицательный знак. Вблизи вертикальных стенок канала, где V стремится к нулю, ток принимает положительное значение. В объеме канала образуются петлевые токи, проходящие поперек газового потока через центральную часть и возвращающиеся обратно вблизи стенок канала, пересекаемых магнитным полем. Центральная часть поперечного сечения канала, где скорость потока превышает среднее значение, осуществляет функции генератора, вырабатывающего электрический ток, который образует обратную ветвь токовой цепи вблизи стенок канала в объеме пограничного слоя, что приводит к ускорению воздуха в пределах его толщины. Таким образом, часть кинетической энергии центральных струй потока преобразуется в электрическую, которая расходуется на ускорение периферийных струй. В результате перераспределения кинетической энергии профиль скоростей в потоке выравнивается и приближается к прямоугольному. Он становится плоским в центре, быстро спадая вблизи стенок, пересекаемых магнитным полем, что и составляет эффект уменьшения толщины пограничного слоя (см. фиг. 8). Процесс выравнивания скоростей реализуется на всей длине камер обоих преобразователей. Уравнение профиля скоростей имеет вид:

(z)/_ср= Ha [Ch(Ha)- Ch(Ha z/a)]/[HaCh(Ha)- Sh(На)] (4)

Здесь Ha = aB(/)^1/2 - - критерий Гартмана.

a - половина расстояния между стенками симметричного канала, м.

- удельная электропроводность, Сим/м,

- коэффициент динамической вязкости, кг/мс.

Если, например, a = 0,3 м; = 4,3 10^-5 кг/мс, (T=1000K); = 11 Сим/м; В = 2,4 Тл; - то На = 110 и V(z) V_ср = 0,9907, при z = 0,2936 м, = a - z = 6,410^-3 м.

Это означает, что на расстоянии 6,4 мм от стенки скорость потока будет отличаться от среднего ее значения на 1%, что и определяет границу пограничного слоя толщиной = 6,4 мм. Без магнитного поля толщина пограничного слоя, при длине корпуса воздушно-космического корабля (ВКК) до входа в воздухозаборник 30 м, составляла бы около 250 мм. На каждом режиме полета толщина пограничного слоя в газовых трактах имеет оптимальное значение, так как от ее величины, кроме скоростного предела работоспособности двигателя, зависит сопротивление трения в полостях МГД-преобразователей, увеличивающееся при увеличении градиента скоростей за счет уменьшения его толщины b у стенок, пересекаемых магнитным полем. Регулирование величины b предполагается производить путем изменения количества каналов газовых тоководов, перекрытых управляемыми створками 5 (см. фиг. 4 и 5) в конце полости каждого МГД - преобразователя. Эффект уменьшения толщины пограничного слоя может быть получен как для МГД - генераторов, так и МГД - ускорителей. Результаты расчета комплекса V_bb с учетом уменьшения толщины пограничного слоя средствами МГД представлены на фиг. 6 двумя нижними кривыми. Из графика следует, что скоростной предел работоспособности модуля ГПВРД, входящего в состав двигателя, соответствующего настоящей заявке, превышает орбитальную скорость (M_п > 25).

На основе предлагаемого изобретения разработана концепция комбинированного двигателя, содержащего ракетные, сверхзвуковые и гиперзвуковые прямоточные двигатели, а также выявлены основные фрагменты технического облика многоразового одноступенчатого воздушно-космического корабля (ВКК), предусматривающего вертикальные старты и посадки.

Прямоточные контуры двигателя расположены вокруг кормовой части цилиндрического корпуса ВКК. Все двигатели имеют общий воздухозаборник кольцевого типа, разделенный перегородками с установленными на них отклоняемыми щитками, плоскости которых в нейтральном положении совпадают с плоскостями перегородок. Комбинированный двигатель предусматривает шесть режимов работы: эжекторный; ракетно-прямоточный (РПД); сверхзвуковой прямоточный с дозвуковым течением в камере сгорания; гиперзвуковой прямоточный со сверхзвуковым течением в камере сгорания; гиперзвуковой прямоточный с МГД-энергообменом между контурами двигателя; ракетный.

Прямоточные контуры, которые в данный момент не создают тягу, несут функции воздуховодов, сверхзвуковой режим течения в которых поддерживается положением отклоняемых щитков на их входах.

Комбинированный двигатель, последовательно используя модули РПД, СПВРД и ГПВРД, обеспечивает с высокой экономичностью потребные тяговые усилия до чисел Маха полета 8-9, после чего сверхзвуковое течение в газовом контуре ГПВРД переходит в критический режим и тяга прекращается. Для поддержания его работоспособности в действие заранее вводятся средства магнитогазодинамики.

Воздушные тракты каждого ВРД содержат в своем объеме полости МГД-преобразователей с наведенным в них магнитным полем. Изменение удельного импульса тяги комбинированного двигателя, при использовании его составляющих элементов на различных режимах активного полета, в зависимости от чисел Маха приведен на фиг. 9. Кривая 19 показывает увеличение скоростного предела работоспособности двигателя до M_п > 20 за счет применения средств магнитогазодинамики.

Рассматриваемый двигатель предназначен для создания ВКК, стоимостные характеристики которого, при выполнении ряда условий, могут быть приближены к уровню, соответствующему современной авиационной технике. Рентабельность эксплуатации предполагается обеспечить за счет высокой относительной грузоподъемности корабля, при многократном его применении с большой частотой пусков и при использовании упрощенного стартово-посадочного комплекса.

Ниже приведены отдельные сведения о двигателе и ВКК.

Стартовая масса - 160 т

Масса полезного груза, выводимого на круговую орбиту высотой 200 км, наклонением 57^o - 10 т

Конечная масса на орбите - 69 т

Масса комбинированного двигателя - 25 т

в том числе магнитной системы - 4,9 т

Средняя магнитная индукция в камерах МГД - 2,3 Тл

Энергия магнитного поля - 45 МДж

Масса водорода - 63 т

Масса кислорода - 28 т

Заданное количество пусков каждого ВКК на орбиту, не менее - 100

Проектная частота пусков - 3 в месяц

Продолжительность пребывания на орбите - 60 часов

Удельная стоимость выведения груза на орбиту - < 500 ам. долл/кг