прямоточный воздушно-реактивный двигатель с распределенным по длине тепломассоподводом

Формула изобретения

1. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД), содержащий воздухозаборник, газогенератор с топливом, камеру сгорания с блоком горючего (топлива) и выходное сопло, отличающийся тем, что в камере сгорания установлены подсоединенные к блоку управления топливонесущие секции с соплами для истечения топливных струй из внутренних полостей секций во внутреннее пространство камеры сгорания, причем в каждой топливонесущей секции сопла распределены по периметру камеры сгорания, а их оси направлены под углом 90°> >0° к оси камеры сгорания.

2. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что в разных топливонесущих секциях размещены заряды топлив, различные по химическому составу и агрегатному состоянию.

3. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что одна или несколько топливонесущих секций установлены в сужающейся (дозвуковой) части выходного сопла двигателя.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиационному двигателестроению, а именно к прямоточным воздушно-реактивным двигателям (ПВРД), и может быть использовано в двигательных установках летательных аппаратов (ЛА) больших скоростей полета. К их числу относятся комбинированные прямоточные воздушно-реактивные двигатели (КПВРД) и ракетно-прямоточные двигатели (РПД).

Проблема создания эффективной двигательной установки для работы в широком диапазоне высот и скоростей полета связана с разработкой ПВРД и РПД. Возросшие требования к современным ПВРД и их элементам определяются широким диапазоном высот (Н=0...40 км) и скоростей применения (М=2÷8) ЛА. На повестку дня встали вопросы, связанные с разработкой многорежимных ПВРД с регулируемыми по расходу газогенераторами, работающими на высокоэнергетических топливах. Такие ПВРД содержат в продуктах первичного горения в газогенераторе большое количество мелкодисперсной твердой высокоэнергетической фазы (>30% по массе). Возникает необходимость решения новых задач для их эффективного сжигания в камере сгорания. Так, при скорости полета, соответствующей числу М=7, температура дозвукового воздушного потока, поступающего в воздушную камеру, достигает Т_В 2100 К. Исследования показывают, что высокая температура воздушного потока улучшает горение высокоэнергетических частиц твердой фазы, находящейся в спутных (с воздушным потоком) газогенераторных струях, но снижает эффективность горения газовой фазы.

Как известно, эффективность процессов смешения и горения в диффузионном режиме зависит от приведенной длины камеры сгорания Х _пр:

где L_кс - длина камеры сгорания;

D_кс - диаметр камеры сгорания;

К_С - количество сопел газогенератора;

- коэффициент избытка воздуха;

Т _В - температура воздуха на входе в камеру.

Ухудшение диффузионного процесса горения газовой фазы при высокой температуре спутного воздушного потока связано с увеличением длин диффузионных струй и факелов (Sosounov V.A. Some problems Concerning Optimal Ducted Rocket Engine with secondary Burning // Procedings of the 2rd ISABE Conf. 1974). Наоборот, при малых скоростях полета (число Маха М 2) и, соответственно, низких температурах воздушного потока, улучшается горение газовой фазы, но резко ухудшается горение твердых частиц.

Известен ракетно-прямоточный двигатель на твердом топливе (РПДТ) (Зенитные ракетные комплексы ПВО СВ. Техника и вооружения, №5-6, 1999), который имеет цилиндрический газогенератор с зарядом, горящим по торцу. Переобогащенные горючими веществами топливные струи через сопла истекают из газогенератора в воздушную камеру, где смешиваются и догорают в спутном воздушном потоке, поступающем из воздухозаборника. Особенностью рабочего процесса в двигателе являлся сосредоточенный (локализованный) в начале воздушной камеры подвод воздуха из воздухозаборника и топлива из газогенератора. В двигателе, благодаря большой длине камеры и низкому значению коэффициента стехиометрии топлива L ₀ в зависимости от коэффициента избытка воздуха , была получена высокая полнота сжигания =0.87÷0.95 топлива малой теплотворной способности Hu<5000 ккал/кг в спутном воздушном потоке. Невысокие значения температуры торможения воздушного потока Т_В 500 К, поступающего в воздушную камеру, также способствовали хорошему смешению спутных топливных струй с воздушным потоком и их дожиганию.

Недостатками данного РПД являются узкий диапазон скоростей применения, соответствующих числу Маха М 2, низкая калорийность топлива РПД и низкие удельные параметры двигателя.

Возможности улучшения процессов смешения и горения газогенераторных струй в спутном потоке воздуха, как это выполнено в камере сгорания этого двигателя (Зенитные ракетные комплексы ПВО СВ. Техника и вооружения, №5-6, 1999), ограничены по двум причинам. Во-первых, смешение всех топливных струй (всего расхода топлива), истекающих из газогенератора в камеру, с воздушным потоком, втекающим в нее из воздухозаборного устройства (ВЗУ), начинается в одном месте, в передней части камеры. Вследствие этого увеличиваются толщина факела, длина слоя смешения и потребная длина камеры, которая ограничена общей длиной двигательной установки (ДУ) и необходимостью размещения газогенератора с топливом. Во-вторых, существуют ограничения по максимальному количеству сопел газогенератора и их суммарной площади. Специфика регулируемого газогенератора в том, что количество сопел и величина их площади, при условии соблюдения в них сверх или критического перепада давления, должны быть согласованы с площадью поверхности топливного заряда, выгорающего по закону:

U_T=U₀ ·P ,

где U_T - скорость горения топлива;

U₀ - коэффициент скорости;

Р - давление в газогенераторе;

- показатель степени в законе горения.

В случае докритического перепада давления в соплах газогенератора их количество К_с ограничено возможным слиянием факелов и ухудшением смешения. Кроме того, при высоком давлении в газогенераторе, в случае применения выходных сопел малого диаметра, увеличивается вероятность их зашлаковки. Поэтому существуют максимум К _C и минимум диаметра критического сечения выходного сопла d_с.кр, за пределами которых совместная работа газогенератора (с твердым топливом) и камеры сгорания затруднительна. Из-за ограничений на К_C преимущества от применения прямоугольных и других форм форсунок не велики.

Современный уровень значений параметров регулируемых газогенераторов и их топлив определяет интервал К _с=3÷16 и минимум d_c.кр>4÷6 мм. Расчеты показывают, что в РПДТ, имеющем приведенную длину камеры Х_пр>20 (К_C =8÷10) и 50% твердой фазы в топливных струях, полнота сгорания топлива в камере не превышает значений 0.6÷0.7 при температуре воздуха, равной T_B 800 K (Аннушкин Ю.М., Свердлов Е.Д. Закономерности изменения длины диффузионного пламени газообразующих топлив в спутном потоке воздуха. Физика горения взрыва, №3, 1984 г., стр.256-268. Захаров В.М., Клячко Л.А., Репников А.А., Строкин В.Н. Процессы диффузионнного и гетерогенного горения в реактивных двигателях (применительно к РПДТ). Монография ЦИАМ. Москва, 1969 г. стр.327). При таком большом недожоге топлива тяга РПД, например, в условиях полета на Н=10 км и М=4.85 может быть в два раза (и более) меньше тяги РПД, в котором процесс горения идет с полнотой =0.87. Следует отметить, что рост энергетики твердых топлив (ТТ) ПВРД неизбежно ведет к увеличению количества высокоэнергетической твердой фазы в продуктах первичного горения в газогенераторе. Поэтому описанные выше недостатки рабочего процесса, присущие этой схеме двигателя, носят принципиальный характер и ограничивают ее применение в современных условиях.

Известен ИПВРД комбинированного цикла (патент США USP №4441312, 22.06.79), содержащий воздухозаборник, газогенератор с топливом РПД, камеру сгорания с размещенными в ней зарядом ТТ разгонного двигателя (РД) и зарядом твердого горючего ПВРД и выходное сопло, причем на режиме прямоточного двигателя осуществляется совместный процесс дожигания газогенераторных топливных струй и распределенный по длине заряда твердого горючего тепломассоподвод в пограничном слое на его поверхности.

Недостатком данного технического решения, принятого за прототип, является то, что эффективное смешение и дожигание горючих компонентов, накопленных в пограничном слое, требует большой длины камеры, что может быть серьезным недостатком при габаритных ограничениях на конструкцию.

Задачей данного изобретения является обеспечение эффективности рабочего процесса двигателя при до- и сверхзвуковых скоростях воздушного потока в камере.

Технический результат заключается в улучшении смешения топливных струй с воздушным потоком, увеличении полноты сгорания топлива, возможности управления расходом топлива и энтальпией продуктов сгорания.

Решение технической задачи достигается тем, что весь или часть запаса топлива прямоточной ступени размещается в N-изолированных, расположенных в камере сгорания, топливонесущих секциях (ТС), в т.ч. газогенераторных, с соплами, направленными под углом к газовоздушному потоку.

Технический результат достигается тем, что в прямоточном воздушно-реактивном двигателе (ПВРД), содержащем воздухозаборник, газогенератор с топливом, камеру сгорания с блоком горючего (топлива) и выходное сопло двигателя, в камере сгорания установлены подсоединенные к блоку управления топливонесущие секции с соплами для истечения топливных струй из внутренних полостей секций во внутреннее пространство камеры сгорания, причем в каждой топливонесущей секции сопла распределены по периметру камеры сгорания, а их оси направлены под углом 90° >0° к оси камеры сгорания.

Технический результат достигается также тем, что в разных топливонесущих секциях размещаются заряды топлив, различные по химическому составу и агрегатному состоянию.

Кроме того, технический результат достигается тем, что одна или несколько топливонесущих секций могут быть установлены в сужающейся (дозвуковой) части выходного сопла двигателя.

На различных режимах работы двигателя определены следующие его достоинства:

- эффективное смешение топливных струй с набегающим воздушным потоком и высокая полнота сгорания топлива в камере сгорания;

- изменение энтальпии продуктов сгорания путем включения секций с топливами разного химического состава;

- эффективная работа двигателя при до- и сверхзвуковых скоростях воздушного потока в камере.

На фиг.1 показан двигатель в продольном разрезе.

На фиг.2 показано поперечное сечение двигателя А-А.

На фиг.3 представлен N-секционный топливный модуль (в т.ч. газогенератор) с ТС круглого и прямоугольного поперечного сечения.

На фиг.4 показан продольный разрез одной секции с зарядом твердого топлива, выгорающим по окружности со скоростью U_T, истекающей топливной струей с расходом G_T.

На фиг.5 изображена схема течения в сносящем газовоздушном потоке с расходом G _B.

Предлагается двигательная установка с многосекционным топливным модулем (МТМ) твердого (или любого другого агрегатного состояния) топлива, который выполнен в виде кольцевого цилиндра. Внутренняя поверхность цилиндра является составной частью обечайки камеры сгорания, в которую воздух поступает из воздухозаборного устройства (ВЗУ), а топливные струи вдуваются из отверстий в топливных секциях (ТС), снабженных соплами и размещенных на обечайке камеры сгорания или выходного сопла двигателя. Сопла ТС распределены по длине и окружности камеры сгорания и направлены под углом к газовоздушному потоку так, что реализуется распределенный по длине тепломассоподвод и горение с высокой полнотой ( >0.8) сгорания топлива. Топливо размещено во внутренней полости каждой секции, расположенной по периметру внутри камеры сгорания и представляющей собой канал круглого (овального) или прямоугольного поперечного сечения. Известно, что наибольшее давление выдерживает круглая трубка. При толщине стенки =1 мм стальная трубка с внутренним диаметром d=10 мм выдерживает давление Р 300 кг/см².

Особенность предлагаемой схемы двигательной установки (ДУ) с многосекционным топливным модулем состоит в том, что расход топлива, который вырабатывает каждая ТС, составляет 10-30 г/с. При этом уровень давления не превышает Р=30 кг/см². Поэтому для получения максимального заполнения топливом МТМ и уменьшения его длины предпочтительнее использовать топливонесущие секции прямоугольного сечения.

К преимуществам МТМ можно отнести большое количество сопел ТС для впрыска топлива. Так, например, для ТС с внутренним диаметром d=120 мм и площадью (по топливу) прямоугольного сечения S_T=10 см² (шириной b=2.8 см, высотой h=3.57 см, см. фиг.3), масса топлива М _т=23 кг, с плотностью _т=1.3 г/см³ , размещается в 36 секциях (торах). Соответственно, количество сопел ТС N_тс=36. В случае применения топливных секций с горением по двум торцам количество сопел ТС удваивается, увеличиваются приведенная длина камеры сгорания (Х _пр>80) и полнота сгорания.

Ожидаемый прирост полноты сгорания связан не только с увеличением числа сопел ТС. Характерной особенностью и преимуществом поперечного вдува топливных струй в воздушный поток является быстрое их смешение с воздухом. При поперечном вдуве факел становится коротким. Известно (Г.Н.Абрамович, М.Т.Бортников и др. Под редакцией Б.П.Лебедева. Камеры сгорания авиационных газотурбинных двигателей /МАП СССР / Институт им. П.И.Баранова. Москва. 1957 г.), что длина факела может быть в пределах 1-2 калибров диаметра выходного отверстия. Кроме того, как видно из фиг.3, 5, под воздействием сносящего воздушного потока топливная струя разворачивается и приобретает подковообразную форму, внутри которой находится вихревая структура, способствующая процессам стабилизации и горения. Форма струи и глубина ее проникновения (отношение Y/X, фиг.3) зависят от соотношения скоростных напоров воздушного потока и топливной струи, а также диаметра сопла ТС и угла между сносящим потоком и струей, вытекающей из сопла.

Важным преимуществом МТМ является отсутствие необходимости в регуляторе расхода топлива. Ступенчатое увеличение расхода топлива, как и его уменьшение (обнуление) обеспечиваются количеством и порядком включения секций.

Суммарная длина L такого МТМ, в зависимости от толщины перегородок между ТС, колеблется в пределах 1045 мм<L<1200 мм и на 200-300 мм больше длины моноблочного газогенератора (МГ) вместе с регулятором. Однако длина проточной части камеры сгорания ПВРД (РПД) с ТС также увеличивается и, в случае полной замены моноблочного газогенератора, становится равной длине всего двигателя. При этом, как показывают оценки, количество топлива разгонной ступени (на чертеже не показана) остается неизменным.

Предлагаемый КПВРД, схематично изображенный на чертеже (фиг.1), содержит моноблочный газогенератор (МГ) 1 с соплами МГ 2, многосекционный топливный модуль с топливом 3, выполненный в виде кольцевого цилиндра. Внутренняя поверхность цилиндра является обечайкой камеры сгорания 4, в которую поступает воздух из ВЗУ 5, а топливные струи вдуваются из сопел ТС 6 (фиг.1, 3, 4), размещенных на внутренней поверхности ТС, распределенных по длине и окружности камеры и направленных под углом к воздушному потоку так, что реализуется распределенный по длине тепломассоподвод с высокой полнотой ( >0.8) сгорания топлива. Топливный заряд размещен во внутренних полостях секции (фиг.1, 2, 3, 4), предпочтительно, прямоугольного поперечного сечения. Другая часть топлива прямоточной ступени двигателя размещена в газогенераторе 1 и в блоке горючего 7. Порядок включения всех топливных зарядов (ТЗ) определяется блоком управления ТЗ 9, который подсоединен к бортовой ЭВМ. В конце камеры установлено выходное сопло двигателя 8, в сужающейся (дозвуковой) части которого также могут быть размещены одна или несколько ТС.

Заявляемый комбинированный прямоточный воздушно-реактивный двигатель с распределенным по длине тепломассоподводом, который схематично изображен на чертеже, работает следующим образом.

При выходе летательного аппарата с КПВРД на скорости полета, соответствующие расчетному режиму работы воздухозаборника 5, в одной или нескольких (всех) топливонесущих секциях 3, по команде от бортовой ЭВМ блок управления ТЗ 9 инициирует процесс подачи топлива. Также по команде инициируется процесс подачи топлива из моноблочного газогенератора 1. Газифицированные продукты горения, выгорающие по поверхности со скоростью Up заряда твердого топлива в ТС 3 (фиг.3, 4), подаются в сопло ТС 6 и затем в виде богатой горючими компонентами струи направляются в камеру сгорания 4 (фиг.1). Под воздействием скоростного напора воздушного потока, поступающего в камеру 4 из воздухозаборного устройства (ВЗУ) 5, высокотемпературная струя горючего деформируется (фиг.5) и интенсивно перемешивается с воздухом, топливными струями, истекающими из сопел 2 моноблочного газогенератора 1, и сгорает в камере сгорания 4. Далее, горящая газовоздушная смесь попадает в канал камеры сгорания, где находится блок горючего 7, и способствует его эффективному сгоранию. Продукты сгорания топлива КПВРД истекают из выходного сопла ДУ 8, создавая тяговое усилие.

Оценки показывают, что эффект от увеличения полноты сгорания топлива при поперечном вдуве струй со скоростью W_c под углом 0°< 90°, (фиг.5), в большинстве случаев, компенсирует увеличение потерь полного давления в камере сгорания по сравнению со спутной подачей топливных струй. Направление вектора скорости W_c совпадает с осью сопла ТС О _С, а ось X параллельна оси камеры сгорания 4. Для компенсации излишне больших потерь полного давления можно перераспределить массу топлива в сторону моноблочного газогенератора 1 со спутной подачей топлива.

Таким образом, предлагаемое техническое решение позволяет существенно улучшить смешение топлива с воздухом, обеспечивая высокую полноту сгорания. Кроме того, использование заявляемого технического решения позволяет помещать в секциях топлива разного агрегатного состояния - твердые, жидкие, сыпучие, пастообразные.