ГИПЕРЗВУКОВОЙ ПРЯМОТОЧНЫЙ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ (ГПВРД) И СПОСОБ ОРГАНИЗАЦИИ ГОРЕНИЯ Российский патент 2005 года по МПК F02K7/10 

Изобретение относится к авиационному двигателестроению, а именно к гиперзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателям (ГПВРД), и может быть использовано в двигательных установках гиперзвуковых летательных аппаратов.

Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ГПВРД) представляет собой силовую установку для приведения в движение летательного аппарата в широком диапазоне скоростей, в том числе при гиперзвуковых скоростях. Проблема создания эффективного ГПВРД неразрывно связана с необходимостью обеспечения эффективного смешения топлива с воздухом. Для этого топливо обычно впрыскивается на входе в камеру сгорания со стенок или со стоек (пилонов). Однако при больших скоростях смешение топлива с воздухом происходит на очень больших длинах смешения. Для сокращения длин смешения топлива с воздухом предлагались различные методы интенсификации смешения, например продольные вихри, образование турбулентности в слое смешения за счет осциллировавшей ударной волны, а также сверхзвуковые закрученные струи (V.I. Vasilev, S. N. Zakotenko, S. Ju. Krasheninnikov, V.A. Stepanov, "Numerical Investigation of Mixing Augmentation Behind Oblique Shock Waves", AIAA Journal, Vol.32, No. 2, February 1994, стр.311-316).

Известен гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель, патент США 4903480, F 02 K 7/10, 1988 г., содержащий воздухозаборник смешанного сжатия, прямую сверхзвуковую камеру сгорания постоянного сечения с инжектором для впрыска горючего, и сопло, причем для эффективного смешения топлива со сверхзвуковым потоком воздуха подачу горючего в камеру сгорания осуществляют через сверхзвуковые инжекторы, равномерно расположенные по высоте в хвостовой части пилонов.

Недостатком данного технического решения является то, что подача топлива происходит на выходе из воздухозаборника в сверхзвуковую камеру сгорания. Для получения гомогенной смеси при сверхзвуковой скорости потока в потоке требуется значительное увеличение его длины (20-25 калибров высоты), даже при наличии чередования углов смещений осей инжекторов, равномерно расположенных в хвостовой части пилонов. В итоге это отрицательно сказывается на характеристиках двигателя в целом.

Наиболее близким техническим решением к заявляемому является «Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель», патент США 5085048, F 02 K 7/10, 1990 г., содержащий воздухозаборник, прямую камеру сгорания с уступами на начальном ее участке и расположенными в ней инжекторами, а также сопло. Причем инжекторы расположены на верхней и нижней поверхности стенок камеры таким образом, чтобы при впрыске горючего организовать зоны рециркуляции за уступами для эффективного смешения горючего с воздухом.

Основным недостатком данного технического решения является то, что зоны рециркуляции горючего и воздуха находятся в камере сгорания, и при сверхзвуковых скоростях потока воздуха время пребывания горючего в камере сгорания резко сокращается, что делает проблематичным эффективное смешения горючего с окислителем, например кислородом. Кроме того, наличие зон рециркуляции за уступами камеры сгорания, в которые определенным образом впрыскивают горючее для эффективного формирования струй топлива, в случае воспламенения последнего приводит к интенсивному тепловыделению и перестройке течения от сверхзвукового течения к дозвуковому по всей длине камеры сгорания.

Технической задачей заявляемого технического решения является улучшение смешения компонент топлива, обеспечивающего, в свою очередь, повышение полноты сгорания топлива, а также улучшение стабилизации процесса горения в камере сгорания гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ГПВРД).

Технический результат достигается тем, что топливную форсунку располагают в носовой части двигателя перед воздухозаборником по его оси и соединяют ее с воздухозаборником и обтекаемыми пилонами. Образованная зона, между носовой частью, топливной форсункой, обтекаемыми пилонами и воздухозаборником, интенсифицирует смешение компонент топлива с воздухом за счет инжекции топлива перед воздухозаборником из топливной форсунки, где происходит взаимодействие подаваемой струи с системой волн сжатия и скачков уплотнения, генерируемых самим воздухозаборником. Расстояние между топливной форсункой и воздухозаборником выражают соотношением:

L=K×D,

где L - расстояние между топливной форсункой и воздухозаборником;

К - коэффициент подобия;

D - диаметр воздухозаборника.

Изменяя расход, температуру и давление топлива из топливной форсунки регулируют режим работы воздухозаборника. При малых давлениях топлива из топливной форсунки обеспечивают запуск воздухозаборника и выход на расчетный режим при малых числах Маха полета (М<4). При увеличении скорости полета летательного аппарата увеличивают степень сжатия топливно-воздушной струи в воздухозаборнике управлением параметрами подачи топлива из топливной форсунки, например, изменяют температуру и давление подаваемого топлива. При этом управление воздухозаборником соединено с управлением подаваемой струи топлива, тем самым ликвидируют необходимость системы регулирования воздухозаборника с движущимися частями, и вся система управления связана с бортовой ЭВМ летательного аппарата.

На различных режимах работы двигателя определены следующие его достоинства:

- устойчивые запуск и втекание сверхзвуковой струи топлива в канал воздухозаборника;

- высокая интенсивность смешения компонент топлива;

- малые потери полного давления по тракту воздухозаборника;

- уменьшение длины камеры сгорания за счет уменьшения длины зоны смешения;

- уменьшение вероятности срыва пограничного слоя и повышение устойчивости сверхзвукового воздухозаборника при дросселировании канала;

- организация тепловой завесы для защиты поверхности гиперзвукового воздухозаборника от интенсивных тепловых потоков при больших числах Маха (М>5).

На чертеже изображена схема заявляемого гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ГПВРД).

Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ГПВРД), схематично изображенный на чертеже, содержит носовую часть 1, в которой последовательно расположены топливная форсунка 2, обтекаемые пилоны 3, соединяющие топливную форсунку 2 с воздухозаборником 4, камеру сгорания 5, сопло 6, струю 7 топлива, волны 8 сжатия, скачки 9 уплотнения, воспламенители 10, фронт 11 горения. Носовая часть 1, обтекаемые пилоны 3 и воздухозаборник 4 генерируют волны 8 сжатия и скачки 9 уплотнения, радикально влияющие на интенсификацию процесса смешения топлива с воздухом. Расстояние между топливной форсункой 2 и воздухозаборником 4 равно L, а диаметр воздухозаборника 4 равен D. Управление воздухозаборником 4 соединено с управлением подаваемой струи 7 топлива, и вся система (на чертеже не показана) связана с бортовой ЭВМ летательного аппарата.

Заявляемый способ организации горения в гиперзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе (ГПВРД), который схематично изображен на чертеже, осуществляют следующим образом.

При выходе летательного аппарата с гиперзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателем (ГПВРД) на сверхзвуковые скорости полета (М>3) и достижении расчетного режима работы воздухозаборника 4 из топливных баков (на чертеже не показаны) топливо, например водород, подается в топливную форсунку 2 и затем в виде струи 7 подается в воздухозаборник 4.

Носовая часть 1, обтекаемые пилоны 3 и воздухозаборник 4 создают систему волн 8 сжатия и скачков 9 уплотнения. Взаимодействуя с системой волн 8 сжатия и скачков 9 уплотнения, генерируемых носовой частью 1, обтекаемыми пилонами 3 и воздухозаборником 4, струя 7 топлива деформируется и интенсивно перемешивается с воздухом в канале воздухозаборника 4. Эффективное перемешивание обеспечивает поступление практически гомогенной смеси струи 7 топлива с воздухом в камеру сгорания 5, где смесь сгорает во фронте 11 горения.

Воспламенение смеси и стабилизация горения в камере сгорания 5 может осуществляться различными способами. При наименьших скоростях полета (М<6) и, соответственно, наименьших полных температурах топливовоздушной смеси воспламенение и стабилизацию горения осуществляют с помощью воспламенителей 10. При больших скоростях полета (М>6) и больших полных температурах может реализовываться самовоспламенение смеси при достижении соответствующих значений температур, например Т>1000К, и давлений, например Р>0,1 ата, в топливовоздушной струе. Продукты сгорания истекают из сопла 6, создавая тягу летательному аппарату.

Управляя подачей топлива из топливной форсунки 2, например изменяя температуру и давление топлива, можно осуществлять запуск воздухозаборника 4 и выход на рабочий режим. За счет волн 8 сжатия и скачков 9 уплотнения, генерируемых струей 7 топлива, также можно регулировать воздухозаборник 4 без перемещения конструктивных его элементов, оптимально подстраивая рабочий процесс двигателя. Причем система управления параметрами топлива организована на базе бортовой ЭВМ летательного аппарата.

Исследования показали, что использование данного способа организации горения при интенсификации смешения компонентов топлива в камере сгорания экспериментальной модели гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ГПВРД) позволило интенсивно сжигать топливо при числах Маха, равных М=4-15, набегающего на модель высокоэнтальпийного воздуха.

Таким образом, предлагаемое техническое решение позволяет существенно улучшить распыливание топлива и смешение его с воздухом, обеспечивая тем самым высокую полноту сгорания. Кроме того, использование заявляемого технического решения обеспечивает:

- уменьшение длины камеры сгорания за счет уменьшения длины зоны смешения топлива с воздухом;

- запуск и регулирование воздухозаборника за счет управления параметрами подаваемой струи, что позволяет, соответственно, отказаться от системы его механического регулирования;

- уменьшение вероятности срыва пограничного слоя и повышение устойчивости сверхзвукового воздухозаборника при дросселировании канала;

- организацию тепловой завесы для защиты поверхности гиперзвукового воздухозаборника от интенсивных тепловых потоков при больших числах Маха (М>5).

Также преимуществом заявляемого гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ГПВРД) является сброс пограничного слоя, наросшего на носовой части 1 двигателя в его тракт, что, как известно, уменьшает сопротивление движению летательного аппарата, особенно при больших числах Маха полета летательного аппарата.

Способ организации горения в гиперзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе заключается в подаче топлива в камеру сгорания. Подачу топлива осуществляют перед воздухозаборником в зоне, образованной между топливной форсункой, пилонами и воздухозаборником. Для этого топливную форсунку располагают в носовой части двигателя перед воздухозаборником по его оси и соединяют ее с воздухозаборником пилонами. Изобретение позволяет улучшить смешение компонент топлива, что обеспечивает, в свою очередь, повышение полноты сгорания топлива, а также улучшить стабилизацию процесса горения в камере сгорания гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

1. Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ГПВРД), содержащий носовую часть, воздухозаборник, топливную форсунку, камеру сгорания и сопло, отличающийся тем, что топливная форсунка расположена в носовой части двигателя перед воздухозаборником по его оси и соединена с воздухозаборником пилонами.2. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что расстояние между топливной форсункой и воздухозаборником выражено соотношением

L=K·D,

где L - расстояние между топливной форсункой и воздухозаборником;

К - коэффициент подобия;

D - диаметр воздухозаборника.