СПОСОБ СТАБИЛИЗАЦИИ ПРОЦЕССА ГОРЕНИЯ ТОПЛИВА В КАМЕРЕ СГОРАНИЯ И КАМЕРА СГОРАНИЯ ПРЯМОТОЧНОГО ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА Российский патент 2012 года по МПК F23R3/18 F02K7/08 

Предлагаемое изобретение относится к области авиационной и ракетной техники и может быть использовано при создании прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ПВРД) для летательных аппаратов (ЛА), использующих атмосферный воздух.

Задача создания ПВРД весьма актуальна. Необходимость ее решения вызвана дальнейшим ростом скоростей и высот полета ЛА различного назначения и преимуществом ПВРД над другими типами воздушно-реактивных двигателей (ВРД) при больших скоростях полета. Проблема создания ПВРД - это во многом проблема организации процесса горения в камере сгорания с высокой полнотой сгорания топлива в широком диапазоне высот и скоростей полета ЛА.

Известны следующие способы стабилизации пламени. При большой скорости воздушного потока для непрерывной стабилизации пламени в изобретении «Flame stabilization system for aircraft jet engine augmenter using plasma plume igniters», патент US 5,617,717, Apr. 8, 1997, МПК F02K 3/10 предлагается использовать подвод энергии в виде микроволнового электромагнитного излучения. Этот способ требует наличия на борту ЛА специальных излучателей и, по-видимому, значительных по мощности и массе источников тока.

Использование сложных смесительных и завихривающих систем, подобных описанным в изобретениях «Combustor for gas turbine engine», US patent 4,763,481, Aug. 16, 1988, МПК F23D 11/12 и «Recirculating annular slot fuel/air carbureting system for gas turbine combustors», US patent 3,736,746, June 5, 1973, МПК F23R 3/14, затруднено и может оказаться неприемлемым с ростом чисел Маха полета ЛА и связанным с этим ростом температуры и тепловых потоков, кроме того, такие системы могут создавать значительное сопротивление внутри камеры сгорания.

Способ, предлагаемый в изобретении «Rich catalytic injection», WO 2007/078267 A1, July 12, 2007, МПК F02C 7/224, F02C 7/264, предполагает использование дорогостоящих катализаторов на основе редкоземельных металлов, которые, как известно, теряют свою эффективность при длительном использовании. Кроме того, в данном способе производят отвод и возврат части горячих газов из зоны основного горения в область предварительной подготовки топливно-воздушной смеси, что приводит к увеличению площади поперечного сечения камеры сгорания (определяет площадь миделя) при той же скорости потока в камере; вызывает дополнительное сопротивление и потери полного давления и продольного импульса.

Также известен способ стабилизации процесса горения углеводородного топлива (керосин) в потоке камеры сгорания с помощью добавок небольшого количества различных видов горючего или кислорода в первичную зону горения камеры сгорания. Однако известные методы основываются, в основном, на искусственном сочетании различных добавок, связанных, прежде всего, с самовоспламеняющимися на воздухе видами горючего, такими как триметилаллюмимний, боргидридаллюминий, силан, боран и др. (см. R.A.Rudey and J.S.Crobman. Adaptation of Combustion Principles to Aircraft Propulsion, vol. 1, Basic Considerations in the Combustion of Hydrocarbon Fuels with Air, NASA RM E54J07, 1955 г.), что при эксплуатации снижает эффективность способа из-за дополнительных емкостей на борту летательного аппарата и создания специальных условий для его хранения.

Другим способом, влияющим на стабилизацию горения в прямоточной камере сгорания, является добавка кислорода, которая может составлять значительную долю - более 0,5% от расхода воздуха через камеру сгорания (Лефевр А., Процессы в камерах сгорания ГДТ, Мир, М., 1988 г., стр.249). Несмотря на то, что сегодня известны способы получения кислорода из кислородосодержащих веществ типа перхлоратов легких металлов (Алемасов В.Е., Дрегалин А.Ф., Тишин А.П. Теория ракетных двигателей, М.: Машиностроение. 1980 г., стр.481), весовые и эксплуатационные показатели остаются низкими из-за больших расходов кислорода, что приводит к увеличению объема и веса ЛА.

Известна камера сгорания, содержащая V-образный стабилизатор пламени в виде плохообтекаемого тела, форсунки для подачи жидкого углеводородного топлива за стабилизатор пламени (Ильяшенко С.М., Талантов А.В. Теория и расчет прямоточной камеры сгорания, М., Машиностроение, 1964 г., стр.290).

Однако известная камера сгорания обладает рядом недостатков. При скорости полета ЛА, соответствующей числам М<4, когда температура торможения набегающего потока невелика, при использовании в качестве топлива керосина такая камера недостаточно эффективна: низкая полнота сгорания топлива, срыв пламени, особенно на больших высотах полета. Это связано с тем, что величина скорости срыва пламени для V-образного стабилизатора и гетерогенной топливо-воздушной смеси сильно зависит от размера капель топлива и доли его испарения. Размер капель топлива зависят от начального подогрева топливной смеси, который при небольших полетных числах М недостаточен.

Таким образом, известный способ и устройство для его реализации имеет недостаточно эффективные показатели работы камеры сгорания и ухудшает тяговую отдачу летательного аппарата.

Задачей настоящего изобретения является улучшение эффективных показателей работы прямоточной камеры сгорания и обеспечение ее работы в широком диапазоне высот и скоростей полета. Технический результат заключается в увеличении полноты сгорания топлива и тяговой отдачи летательного аппарата.

Технический результат достигается тем, что в способе стабилизации процесса горения в прямоточной камере сгорания, работающей на жидком углеводородном топливе, заключающемся в создании вихревых зон с помощью стабилизаторов пламени в виде плохо обтекаемых тел, в вихревую зону за стабилизаторное пространство вдувают газообразные продукты термохимической конверсии жидкого углеводородного топлива (конвертин), получаемые на борту летательного аппарата.

Кроме того, технический результат достигается тем, что в способе стабилизации процесса горения в качестве углеводородного топлива используется керосин.

Технический результат достигается так же тем, что в камере сгорания, содержащей стабилизаторы пламени в виде плохо обтекаемых тел, форсунки для подачи жидкого углеводородного топлива за стабилизаторное пространство, на внутренней поверхности стабилизатора пламени, обращенной вниз по потоку, имеются отверстия, соединенные трубопроводом с автономным термохимическим реактором для производства газообразного горючего из углеводородного топлива, расположенным на борту летательного аппарата.

На фиг.1 представлена принципиальная схема камеры сгорания, реализующая предлагаемый способ.

На фиг.2 представлена принципиальная схема подачи топлива в камеру сгорания.

На фиг.3 приведены кривые зависимости равновесных весовых концентраций Y_i при кислородной конверсии керосина от коэффициента избытка окислителя α_R.

Камера сгорания 1 (фиг.1) содержит стабилизатор пламени 2, снабженный отверстиями 3 для подачи керосина и отверстиями 4 для подачи газообразных продуктов кислородной конверсии керосина (конвертина) (фиг.2). Отверстия 4 для подачи конвертина с помощью трубопровода 5 соединены с термохимическим реактором 6, который является источником конвертина. Реактор 6 с помощью трубопровода 7 соединен с керосиновой магистралью 8, которая с помощью трубопровода 9 соединена с отверстиями 3 для подачи керосина. Причем сам термохимический реактор автономен и может располагаться в любом месте ЛА. Отверстия 4 для подачи конвертина могут содержать форсунки.

При работе прямоточной камеры сгорания 1, по которой протекает воздух, жидкое углеводородное топливо (типа керосина) по трубопроводу 9 также поступает в камеру сгорания 1, а часть топлива по трубопроводу 7 поступает в термохимический реактор 6. В термохимическом реакторе идет реакция кислородной конверсии керосина, причем кислород получают путем его выделения из кислородосодержащего вещества, размещенного в реакторе 6. Конвертин через трубопровод 5 и отверстия 4 поступает в вихревую зону застабилизаторного пространства, где, смешиваясь с воздухом, начинает гореть, обеспечивая первичное пламя в камере сгорания. Под воздействием первичного пламени эффективно горит керосин, поступающий в камеру сгорания через отверстия 3.

Горючий газ термохимической кислородной конверсии керосина состоит в основном из оксида углерода и водорода. На фиг.3 приведены кривые зависимости равновесных весовых концентраций Y_i при кислородной конверсии керосина от коэффициента избытка окислителя α_R. Такая горючая смесь может оказаться достаточно активной, так как период задержки воспламенения водорода на 2-3 порядка меньше, чем у углеводородов (парафинов, олефенов, нафтенов), входящих в состав современных реактивных топлив типа керосина (см. Щетинков Е.С. Физика горения газов, М.: Наука. 1965 г., стр.129). Кроме того, известно, что горение оксида углерода сенсибилизируется при наличии в смеси водорода и воды (см. Льюис Б., Эльбе Г. Горение, пламя и взрывы в газах. М.: Мир, 1968 г., стр.91), которые содержатся в продуктах разложения керосина, выходящих из термохимического реактора.

Если рассматривать стабилизатор пламени, в зону циркуляции которого через отверстия подается конвертин и воздух, как форкамерное устройство, обеспечивающее горение керосина в камере сгорания, то доля форкамерной смеси для стабилизации горения в основной камере сгорания может составить, как показывают опыты, около 5% объема по отношению к основной смеси, протекающей через камеру сгорания (см. Богословский В.П., Самойлов И.Б. О выборе оптимальных параметров при стабилизации горения в потоке с помощью форкамерного факела продуктов сгорания Н₂. Ж. ФГФ. №5, 1982 г., стр.50).

Результаты экспериментальных и теоретических исследований стабилизации процесса горения углеводорода в камере сгорания с помощью первичного водородного или другого газового пламени (Н₂, СО) указывают на то, что благодаря появлению в газовой смеси водорода максимальное значение скорости распространения пламени U_H увеличивается в полтора раза по сравнению с U_H для керосина. При этом расширяются нижний и верхний концентрационные пределы воспламенения (см. Кудринский В.З., Костюк В.Е. и др. Экспериментальное исследование нормального распространения пламени в гомогенной смеси продуктов конверсии пропана с воздухом, Межвуз. сб.: «Рабочие процессы в камерах сгорания ВРД», КАИ, Казань, 1987 г.).

Зная расход газа, проходящий через камеру сгорания, режим ее работы, а также режим работы термохимического реактора, оптимум которого по коэффициенту избытка воздуха составляет α_R=0,3, можно определить потребное количество кислорода для осуществления эффективного рабочего процесса в камере сгорания. Определим относительный расход кислорода, подаваемого в реактор. Основным условием в рассматриваемой авторами схеме с термохимической конверсией керосина является равенство расхода топлива в термохимическом реакторе и в вихревой зоне застабилизаторного пространства :

Расход топлива в реакторе определяется режимом его работы.

где - расход кислорода;

α_R - коэффициент избытка кислорода в реакторе;

- стехиометрический коэффициент по кислороду.

В застабилизаторном пространстве процесс окисления топлива можно представить так, что часть топлива сначала окисляется кислородом при стехиометрическом соотношении, а оставшаяся часть воздухом.

где G_B - расход воздуха;

α_B - коэффициент избытка воздуха, при котором могла бы окислится оставшаяся часть топлива, после его окисления с кислородом;

L_0B - стехиометрический коэффициент по воздуху;

- стехиометрический коэффициент по кислороду.

Тогда, используя основное условие (1) и учитывая (2) и (3)

откуда

где - относительный расход кислорода;

Проведенные расчеты показывают, что для реализации предлагаемого способа работы камеры сгорания необходимо расходовать 0,05% кислорода относительно расхода воздуха, проходящего через двигатель.

Используемые в настоящее время твердые кислородосодержащие вещества имеют в своем составе ~50% кислорода. Таким образом, весовые затраты вещества могут составить 0,1% по отношению к расходу воздуха, что существенно меньше, чем при использовании других способов.

Таким образом, предложенное изобретение является эффективным средством воспламенения и стабилизации процесса горения жидкого углеводородного топлива в камере сгорания ПВРД в широком диапазоне высот и скоростей полета ЛА и увеличивает полноту сгорания топлива и тяговую отдачу ЛА.

Способ стабилизации процесса горения в камере сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя, работающей на жидком углеводородном топливе, основан на создании вихревых зон с помощью стабилизаторов пламени в виде плохо обтекаемых тел. В вихревую зону за стабилизаторного пространства вдувают газообразные продукты термохимической конверсии жидкого углеводородного топлива, получаемые на борту летательного аппарата. Камера сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя летательного аппарата содержит стабилизаторы пламени в виде плохо обтекаемых тел, форсунки для подачи жидкого углеводородного топлива за стабилизаторное пространство. На борту летательного аппарата установлен автономный термохимический реактор для производства газообразного горючего из углеводородного топлива, который соединен трубопроводом с отверстиями, расположенными на внутренней поверхности стабилизатора пламени, обращенной вниз по потоку. Изобретение направлено на увеличение полноты сгорания топлива и тяговой отдачи летательного аппарата. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

1. Способ стабилизации процесса горения в камере сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя, работающей на жидком углеводородном топливе, основанный на создании вихревых зон с помощью стабилизаторов пламени в виде плохо обтекаемых тел, отличающийся тем, что в вихревую зону за стабилизаторного пространства вдувают газообразные продукты термохимической конверсии жидкого углеводородного топлива, получаемые на борту летательного аппарата.

2. Способ стабилизации процесса горения по п.1, отличающийся тем, что в качестве углеводородного топлива используется керосин.

3. Камера сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя летательного аппарата, содержащая стабилизаторы пламени в виде плохо обтекаемых тел, форсунки для подачи жидкого углеводородного топлива за стабилизаторное пространство, отличающаяся тем, что на борту летательного аппарата установлен автономный термохимический реактор для производства газообразного горючего из углеводородного топлива, который соединен трубопроводом с отверстиями, расположенными на внутренней поверхности стабилизатора пламени, обращенной вниз по потоку.