УСТРОЙСТВО ВПРЫСКИВАНИЯ ТОПЛИВА ДЛЯ ПРЯМОТОЧНОГО ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА Российский патент 1999 года по МПК F02K7/12 

Изобретение касается устройства впрыскивания топлива для прямоточного воздушно-реактивного двигателя летательного аппарата со сверхзвуковой и/или гиперзвуковой скоростью полета, предназначенного для функционирования в широком диапазоне скоростей. Рассматриваемый в данном случае диапазон скоростей простирается от скоростей, соответствующих числу Маха порядка 1-2, до скоростей, соответствующих числу Маха порядка 15-20 /можно рассматривать также участие данного прямоточного воздушно-реактивного двигателя в создании тяги при скорости полета, соответствующей, например, числу M = 0,8/.

Прямоточные воздушно-реактивные двигатели представляют собой силовые установки, используемые для приведения в движение летательных аппаратов в весьма широком диапазоне скоростей при относительно небольшом удельном расходе топлива.

Для обеспечения высоких скоростей полета в качестве топлива в прямоточных воздушно-реактивных двигателях, как правило, используется водород, который впрыскивается в камеру сгорания двигателя обычно в газообразном состоянии. Жидкие углеводороды, обладающие по сравнению с водородом несколько меньшей теплоотводной способностью, но имеющие более высокую плотность, также могут быть использованы в качестве топлива для прямоточного воздушно-реактивного двигателя на некоторой части допустимой области полета.

Однако удовлетворительное распределение топлива по всему потоку газов в двигателе, оптимальные условия смешивания топлива с воздухом, надлежащее воспламенение горючей смеси и поддержание стабильного горения требуют применения весьма совершенных устройств впрыскивания топлива, обладающих удовлетворительными характеристиками как в случае дозвукового горения, так и в случае сверхзвукового горения. Поскольку явления, связанные с этими двумя режимами горения, существенно различны, часто оказывается различной и соответствующая геометрия впрыскивания топлива.

Кроме того, для нормального функционирования в широком диапазоне скоростей полета прямоточный воздушно-реактивный двигатель, в котором предусмотрено использование обоих упомянутых выше режимов горения, дозвукового и сверхзвукового, должен обеспечивать возможность перехода от одного режима к другому. Такая операция обычно требует механического изменения геометрии корпуса данного прямоточного воздушно-реактивного двигателя и изменения геометрии устройства впрыскивания топлива.

Разумеется, такое конструктивное решение может быть связано с определенными трудностями практической реализации как на этапе изготовления прямоточного воздушно-реактивного двигателя, так и в процессе его эксплуатации.

Известно устройство для впрыскивания топлива для прямоточного воздушно-реактивного двигателя летательного аппарата со сверхзвуковой и/или гиперзвуковой скоростью полета, предназначенного для функционирования в широком диапазоне скоростей, причем упомянутый прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит в корпусе с продольной осью Х-Х входное устройство для окислителя и располагающиеся за ним дальше по потоку в направлении течения газовой струи камеру сгорания, в которой осуществляется формирование горючей смеси топлива с окислителем, подлежащей сжиганию, и реактивное сопло, предназначенное для отвода газов, выходящих из камеры сгорания, причем устройство впрыскивания топлива расположено на уровне камеры сгорания, и содержит, по меньшей мере, один инжектор, содержащий множество перегородок, отстоящих друг от друга и проходящих в целом вдоль продольной оси Х-Х корпуса прямоточного воздушно-реактивного двигателя, причем инжектор содержит отверстия для впрыскивания топлива, открывающиеся на заднем по потоку свободном конце /см. US 4903480, Мпк. 6 F 02 K 7/10, 1990/.

Однако в известном двигателе затруднено управления различными режимами горения.

Итак, предлагаемое изобретение имеет целью устранить отмеченные выше недостатки и касается устройства впрыскивания топлива, которое обеспечивает не механический, а аэродинамический переход от режима дозвукового горения к режиму сверхзвукового горения и наоборот.

Для достижения поставленной цели устройство впрыскивания топлива в соответствии с предлагаемым изобретением для прямоточного воздушно-реактивного двигателя летательного аппарата со сверхзвуковой и/или гиперзвуковой скоростью полета, предназначенного для функционирования в широком диапазоне скоростей и содержащего в корпусе, имеющем продольную ось Х-Х, входное устройство для окислителя и располагающиеся за ним в направлении потока газов камеру сгорания, в которой осуществляется формирование горючей смеси топлива с окислителем, подлежащей сжиганию, и реактивное сопло, которое предназначено для отвода газов, выходящих из камеры сгорания, причем упомянутое устройство впрыскивания топлива располагается на уровне упомянутой камеры сгорания, причем это устройство содержит по меньшей мере инжектор, имеющий конструкцию, содержащую некоторую совокупность отстоящих друг от друга перегородок, проходящих в целом вдоль продольной оси Х-Х корпуса данного прямоточного воздушно-реактивного двигателя, причем впрыскивание топлива может осуществляться, с одной стороны, в каждом пространстве, образованном двумя соседними перегородками из упомянутой совокупности перегородок, а с другой стороны, на заднем по потоку конце упомянутой конструкции.

Таким образом, управление различными режимами горения может осуществляться без использования каких-либо подвижных деталей /механический переход/ на уровне этого устройства впрыскивания просто путем целенаправленного воздействия на распределение расходов топлив, впрыскиваемого в пространствах между соседними перегородками упомянутой конструкции /так называемое "первичное" впрыскивание/ и на заднем по потоку в конце этой конструкции /так называемое "вторичное" впрыскивание/.

В соответствии с первым возможным вариантом реализации устройства впрыскивания топлива по предлагаемому изобретению упомянутые перегородки попарно формируют крылья некоторого профилированного элемента, имеющего в поперечном сечении U-образную форму, причем первые отверстия впрыскивания выходят за верхнюю поверхность сердцевины упомянутого профилированного элемента, а вторые отверстия впрыскивания выходят на задний по потоку свободный конец этого профилированного элемента.

В предпочтительном варианте упомянутая сердцевина профилированного элемента наклонена в направлении от переднего по потоку конца к заднему по потоку концу упомянутой конструкции таким образом, чтобы сформировать поперечное сечение упомянутого профилированного элемента максимальной площади на заднем по потоку конце этого элемента, и упомянутые первые отверстия впрыскивания располагаются в непосредственной близости от передней по потоку части упомянутой сердцевины.

В соответствии с другим возможным вариантом реализации устройства впрыскивания топлива по данному изобретению упомянутая совокупность перегородок образована параллельными и отстоящими друг от друга перегородками, причем первые отверстия впрыскивания открываются на располагающихся друг против друга поверхностях двух соседних перегородок и вторые отверстия впрыскивания открываются на заднем по потоку свободном конце упомянутых перегородок.

В предпочтительном варианте реализации упомянутые перегородки проходят, по меньшей мере, приблизительно параллельно боковым поверхностям корпуса данного прямоточного воздушно-реактивного двигателя или, по меньшей мере, приблизительно параллельно верхней и нижней поверхности этого корпуса.

Сущность изобретения поясняется ниже чертежами, на которых показано:
на фиг. 1 - схематический перспективный вид прямоточного воздушно-реактивного двигателя, оборудованного устройством впрыскивания топлива в соответствии с одним из возможных вариантов реализации предлагаемого изобретения; на фиг. 2 - схематический перспективный вид примера реализации устройства впрыскивания топлива в соответствии с предлагаемым изобретением; на фиг. 3 - схематический вид в продольном разрезе по линии III-III, показанной на фиг. 2, устройства впрыскивания топлива в соответствии с предлагаемым изобретением; на фиг. 4A, 4B и 4C, представляющих собой, соответственно, схематический перспективный вид, схематический вид сверху и схематический вид в продольном разрезе по линии IV-IV, показанной на фиг. 4A, другого возможного варианта реализации инжектора в соответствии с предлагаемым изобретением; на фиг. 5A и 5B схематически иллюстрируют в продольном разрезе функционирование прямоточного воздушно-реактивного двигателя на уровне устройства впрыскивания топлива в режиме дозвукового горения и в режиме сверхзвукового горения соответственно.

Устройство впрыскивания топлива в соответствии с предлагаемым изобретением предназначено для оборудования прямоточного воздушно-реактивного двигателя летательного аппарата со сверхзвуковой и/или гиперзвуковой скоростью полета, адаптированного для функционирования в широком диапазоне скоростей, или в диапазоне от скоростей, соответствующих числу Маха 1-2, до скоростей, соответствующих числу Маха 15-20.

Прямоточный воздушно-реактивный двигатель 1, схематически представленный в перспективном виде на фиг. 1, содержит в своем корпусе 2: входное устройство окислителя, в частности, воздухозаборник, в передней по потоку части данного двигателя, предназначенное для установки под нижней поверхностью фюзеляжа летательного аппарата, на котором используется данный прямоточный воздушно-реактивный двигатель; устройство впрыскивания топлива 4, предусмотренное дальше по потоку относительно воздухозаборника 3; располагающиеся в корпусе 2 последовательно в направлении потока газов, схематически показанном на приведенных в приложении фигурах стрелкой F, камеру сгорания 5, содержащую устройство впрыскивания топлива, в которой осуществляется формирование подлежащей сжиганию горючей смеси топлива с окислителем, и реактивное сопло 6, имеющее горловину или критическое сечение и предназначенное для отвода в атмосферу газов, выходящих из камеры сгорания.

Как это можно видеть на фиг. 1, устройство впрыскивания топлива 4 содержит инжекторы 7, имеющие конструкцию в виде стойки, представляющую, как это лучше видно на фиг. 2 и 4A, множество отстоящих друг от друга перегородок 8, проходящих в целом вдоль оси X-X корпуса 2 данного прямоточного воздушно-реактивного двигателя, причем впрыскивание топлива может происходить, с одной стороны, в каждом пространстве 9, сформированном двумя соседними перегородками 8, а с другой стороны, на заднем по потоку свободном конце упомянутой конструкции /основание стойки/.

В первом примере реализации инжектора 7, схематически представленном на фиг. 1, 2 и 3, упомянутые перегородки 8 попарно образуют крылья некоторого профилированного элемента 10, имеющего в поперечном сечении приблизительно U-образную форму, причем первые отверстия впрыскивания 11 /первичное впрыскивание/ открываются на верхней поверхности 12A сердцевины 12 этого профилированного элемента 10 и вторые отверстия впрыскивания 13 /вторичное впрыскивание/ открываются на заднем по потоку свободном конце этого профилированного элемента /основные стойки/.

Как видно из упомянутых выше фигур, серцевина 12 профилированного элемента 10 наклонена в направлении по потоку от передней части данной конструкции к ее задней части таким образом, чтобы сформировать поперечное сечение этого профилированного элемента, имеющее максимальную площадь, на заднем по потоку /свободном/ конце этого элемента. Первые отверстия впрыскивания 11 располагаются в непосредственной близости от передней по потоку части сердцевины 12.

Во втором примере реализации инжектора 7, схематически представленном на фиг. 4A, 4B и 4C, упомянутое множество перегородок образовано перегородками 8, располагающимися параллельно друг другу и на некотором расстоянии друг от друга. Эти перегородки в данном случае напоминают зубья расчески.

Здесь первые отверстия впрыскивания 14 /первичное впрыскивание/ открываются на располагающихся друг против друга поверхностях 8A двух соседних перегородок 8, а вторые отверстия впрыскивания 15 /вторичное впрыскивание/ открываются на заднем по потоку свободном конце упомянутых перегородок 8.

Следует отметить, что, как это показано на приведенных фигурах, упомянутые перегородки 8, по меньшей мере, приблизительно параллельны боковым поверхностям корпуса 2 данного прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Эти перегородки также могут быть перпендикулярными этим поверхностям.

На фиг. 5A схематически проиллюстрировано функционирование прямоточного воздушно-реактивного двигателя 1 в режиме дозвукового горения. Воспламенение топлива, впрыснутого в камеру сгорания через первые отверстия впрыскивания 11, влечет за собой образование прямого скачка уплотнения C в передней по потоку части данного двигателя /см. также фиг. 4C/. Стабилизация прямого скачка уплотнения и управление им осуществляется путем воздействия на подвижное критическое сечение реактивного сопла 6 /показано пунктиром на фиг. 1/.

На фиг. 5B схематически проиллюстрировано функционирование прямоточного воздушно-реактивного двигателя 1 в режиме сверхзвукового горения. Впрыскивание топлива с заднего по потоку конца инжектора 7 /вторые отверстия впрыскивания 13/ влечет за собой формирование сверхзвукового горения, стабилизированного, в частности, косым скачком уплотнения C.

Таким образом, устройство впрыскивания в соответствии с предлагаемым изобретением позволяет обеспечить аэродинамический переход между двумя режимами горения, причем впрыскивание с небольшим расходом порождает, если это необходимо блокировку течения, инициирующего прямой скачок уплотнения, приводя к дозвуковому течению в камере сгорания.

Очень маленький расход может обеспечить возможность создания предпочтительных зон, облегчающих воспламенение, но без инициации прямого скачка уплотнения. Другими словами, при некоторых условиях функционирования для обеспечения, если это необходимо, воспламенения в процессе сверхзвукового горения первые отверстия впрыскивания могут быть запитаны топливом с очень небольшим, но ненулевым, расходом с тем, чтобы создать зоны /весьма локализованные/ с более высокой температурой, позволяющей обеспечить воспламенение горючей смеси без создания прямого скачка уплотнения C, показанного на фиг. 5A, причем течение в целом остается сверхзвуковым, как это видно на фиг. 5B.

Действительно, впрыскивание топлива между перегородками 8 конструкции 7, описанной выше, влечет за собой возникновение предельно сложного течения, которое сильно зависит от взаимодействия между структурами трехмерного скачка уплотнения, граничный слой имеет большое влияние.

Без такого впрыскивания течение /сверхзвуковое/, исходящее из такой геометрии, создает превосходные условия для воспламенения: небольшая скорость и высокие термодинамические условия /давление, температура/. При этом достаточно впрыснуть топливо с основания стоек через вторые отверстия /относительно меньшего сечения/ для того, чтобы обеспечить удовлетворительное сверхзвуковое горение. Как видно из приведенных здесь примеров, все представленные инжекторы используют впрыскивание топлива с основания стоек.

Однако в том случае, когда осуществляется впрыскивание топлива через конструкцию 7 описанной выше специфической геометрии, внесение дополнительной массы, воспламенение и горение, которые возникают во внутренней зоне, вызывают весьма значительные изменения структуры течения потока газов. Как это схематически показано на приведенных в приложении фигурах, появляется мощный скачок уплотнения, который весьма существенным образом увеличивает давление и температуру и приводит к формированию прямого и стабильного скачка уплотнения. Проникновение впрыснутой струи в эту зону существенно возрастает, даже если речь идет о жидком топливе /по этому поводу следует отметить, что кроме водорода могут быть использованы с этим типом инжектора и другие виды топлива, такие, например, как керосин или метан/. Горение, которое затем имеет место в камере сгорания, в этом случае оказывается дозвуковым.

Устройство впрыскивания топлива для прямоточного воздушно-реактивного двигателя (1) летательного аппарата со сверхзвуковой и/или гиперзвуковой скоростью полета предназначено для функционирования в широком диапазоне скоростей. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит выходное устройство для окислителя (3), и далее по потоку за ним расположена камера сгорания (5) и реактивное сопло (6), предназначенное для отвода в атмосферу газов, выходящих из камеры сгорания. Устройство впрыскивания топлива содержит по меньшей мере один инжектор (7), конструкция которого содержит множество перегородок (8), отстоящих друг от друга на некоторое расстояние и проходящих в целом вдоль продольной оси (Х-Х) корпуса (2) данного прямоточного воздушно-реактивного двигателя (1). Впрыскивание топлива может производиться, с одной стороны, в каждом пространстве (9), образованном двумя соседними перегородками (8) из упомянутого множества перегородок, а с другой стороны, на заднем по потоку свободном конце упомянутой конструкции (7). Такое выполнение двигателя позволяет управлять различными режимами горения. 5 з.п. ф-лы, 8 ил.

1. Устройство впрыскивания топлива для прямоточного воздушно-реактивного двигателя (1) летательного аппарата со сверхзвуковой и/или гиперзвуковой скоростью полета, предназначенного для функционирования в широком диапазоне скоростей, причем упомянутый прямоточный воздушно-реактивный двигатель (1) содержит в корпусе (2) с продольной осью Х-Х входное устройство для окислителя (3) и располагающиеся за ним дальше по потоку в направлении течения газовой струи камеру сгорания (5), в которой осуществляется формирование горючей смеси топлива с окислителем, подлежащей сжиганию, и реактивное сопло (6), предназначенное для отвода газов, выходящих из камеры сгорания, причем устройство впрыскивания топлива (4) расположено на уровне камеры сгорания, и содержит по меньшей мере один инжектор (7), содержащий множество перегородок (8), отстоящих друг от друга и проходящих в целом вдоль продольной оси Х-Х корпуса (2) прямоточного воздушно-реактивного двигателя (1), причем инжектор (7) содержит отверстия (13) для впрыскивания топлива, открывающиеся на заднем по потоку свободном конце, отличающееся тем, что инжектор (7) содержит дополнительные отверстия (11) для впрыскивания топлива в переднюю часть каждого пространства (9), образованного двумя соседними перегородками из их множества, и управление различными режимами горения в прямоточном воздушно-реактивном двигателе осуществляют путем изменения распределения расходов топлива между отверстиями впрыскивания задней части (13) и передней части (11). 2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что перегородки попарно образуют крылья некоторого профилированного элемента (10), имеющего в поперечном сечении приблизительно U-образную форму, причем первые отверстия впрыскивания (11) открываются на верхней поверхности (12А) сердцевины (12) профилированного элемента (10), и вторые отверстия впрыскивания (13) открываются на заднем по потоку свободном конце профилированного элемента (10). 3. Устройство по п.2, отличающееся тем, что сердцевина (12) профилированного элемента (10) наклонена в направлении от переднего по потоку к заднему по потоку концу конструкции таким образом, чтобы сформировать поперечное сечение профилированного элемента (10), имеющего максимальную площадь, на заднем по потоку конце этого элемента, причем первые отверстия впрыскивания (11) расположены в непосредственной близости от передней по потоку части сердцевины (12). 4. Устройство по п.1, отличающееся тем, что упомянутое множество перегородок образовано параллельными друг другу и отстоящими друг от друга на некоторое расстояние перегородками (8), причем упомянутые первые отверстия впрыскивания (14) открываются на располагающихся друг против друга поверхностях двух соседних перегородок (8), а вторые отверстия впрыскивания (15) открываются на заднем по потоку свободном конце упомянутых перегородок (8). 5. Устройство по любому из пп.1 - 4, отличающееся тем, что перегородки (8), проходят по меньшей мере приблизительно параллельно боковым поверхностям корпуса (2) данного прямоточного воздушно-реактивного двигателя. 6. Устройство по любому из пп.1 - 4, отличающееся тем, что перегородки (8) проходят по меньшей мере приблизительно параллельно верхней и нижней поверхностям корпуса (2) данного прямоточного воздушно-реактивного двигателя.