ПУЛЬСИРУЮЩИЙ ДЕТОНАЦИОННЫЙ ПРЯМОТОЧНЫЙ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ И СПОСОБ ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ Российский патент 2013 года по МПК F02K7/02 

Изобретение относится к установкам, где рабочее тело используется для создания реактивной струи, а также к устройствам для сжигания топлива.

Известно пульсирующее устройство для сжигания топлива по авт. св. СССР №687313, 1979. Однако это устройство не может быть использовано для создания тяги.

Известен прямоточный воздушно-реактивный двигатель (заявка ФРГ №4139338, МПК F02K 1/04 и F02K 7/10, 1991). Двигатель создает тягу за счет импульсного (пульсирующего) режима истечения рабочего тела, получаемого в результате сгорания топливовоздушной (ТВС) смеси. Данный режим работы реализуется в резонансной трубе, создающей разрежение благодаря колебаниям столба рабочего тела, а подвод воздуха осуществляется через кольцевые щели. Несмотря на то, что данное устройство имеет много общего с заявляемым техническим решением, оно не может реализовать детонационный режим горения.

Наиболее близким к заявленному двигателю по устройству и способу функционирования является сверхзвуковой пульсирующий детонационный прямоточный воздушно-реактивный двигатель (СПДПД) и способ функционирования СПДПД (Патент РФ №2 157 909, МПК⁷ F02K 7/14). Этот двигатель содержит сверхзвуковой воздухозаборник, сверхзвуковую камеру смешения, сверхзвуковую камеру сгорания, сверхзвуковое сопло, устройство запуска двигателя, систему подачи топлива, включающую пилоны с соплами и клапаны изменения режима подачи топлива, связанные через систему управления подачей топлива с датчиками регистрации прохождения детонационными волнами заданных расстояний от входа и выхода камеры сгорания.

Способ функционирования двигателя заключается в том, что в момент запуска подают топливо и инициируют детонационную волну. Дальнейшую работу двигателя обеспечивают последовательно - периодически, изменяя подачу топлива клапанами, реализуя в камере сгорания богатую и бедную топливовоздушную смесь и вызывая изменение направления и скорости перемещения волны относительно камеры сгорания от выхода ко входу камеры сгорания по богатой смеси и в обратном направлении по бедной смеси, в предельном случае - по чистому воздуху, при сохранении направления движения волны против потока.

Данный двигатель решает задачу увеличения удельного импульса и уменьшения теплонапряженности тракта рабочего тела на больших сверхзвуковых скоростях полета. Однако клапаны в этом двигателе должны работать с высокой частотой (порядка 100 Гц) и обеспечивать заданный ресурс работы, что трудно выполнить.

В основу изобретения положено решение задач уменьшения теплонапряженности тракта двигателя на больших сверхзвуковых скоростях полета, обеспечения саморегулируемой подачи топлива в двигатель и расширения диапазона скоростей полета, охватывающего как сверхзвуковые, так и дозвуковые скорости полета.

Поставленные задачи для конструкции решаются тем, что двигатель выполнен в виде пульсирующего детонационного прямоточного воздушно-реактивного. Двигатель содержит сверхзвуковой воздухозаборник, сверхзвуковую камеру смешения, сверхзвуковую камеру сгорания, выходное сверхзвуковое сопло, воспламенитель топливовоздушной смеси и систему подачи топлива. Система подачи топлива включает коллекторы и пилоны с топливными каналами и соплами. Пилоны с топливными каналами и соплами установлены в сверхзвуковой камере смешения.

Согласно изобретению двигатель содержит расположенный между сверхзвуковым воздухозаборником и сверхзвуковой камерой смешения канал газовоздушного тракта. Пилоны системы подачи топлива размещены на выходе из последнего. Воспламенитель топливовоздушной смеси расположен в сверхзвуковой камере сгорания в поперечной нише и выполнен постоянно работающим. Каналы системы подачи топлива выполнены открытыми с возможностью газодинамического перекрытия.

При такой конструкции двигателя:

- расположение между сверхзвуковым воздухозаборником и сверхзвуковой камерой смешения канала газовоздушного тракта и размещение на выходе из последнего пилонов системы подачи топлива обеспечивает газодинамическое регулирование подачи топлива и ослабление ударной волны при ее движении по каналу газовоздушного тракта;

- расположение воспламенителя топливовоздушной смеси в сверхзвуковой камере сгорания в поперечной нише и выполнение воспламенителя постоянно работающим обеспечивает инициирование горения, переходящего в детонацию, при заполнении ниши топливовоздушной смесью;

- выполнение каналов системы подачи топлива открытыми с возможностью их газодинамического перекрытия обеспечивает саморегулируемую подачу топлива в двигатель в импульсно-периодическом режиме с более высокой частотой, чем у систем подачи топлива с клапанами.

Для решения поставленных задач способ функционирования пульсирующего детонационного прямоточного воздушно-реактивного двигателя заключается в том, что на вход сверхзвуковой камеры смешения через сверхзвуковой воздухозаборник и канал газовоздушного тракта подают воздух, а через пилоны с соплами - топливо. За пилонами в сверхзвуковой камере смешения формируют топливовоздушную смесь и направляют ее в сверхзвуковую камеру сгорания. В сверхзвуковой камере сгорания воспламенителем инициируют горение топливовоздушной смеси. Далее фронт пламени горящей топливовоздушной смеси ускоряется до уровня сотни метров в секунду и переходит в детонацию. Эффект возбуждения горения или детонации обычно носит «пороговый» характер («да»-«нет») для любого инициатора.

(см. 1. А.А.Васильев. Особенности применения детонации в двигательных установках, с. 129, 141-145. 2. Ф.А. Быковский и др. Инициирование детонации в потоках водородно-воздушных смесей, с. 521-539 / Импульсные Детонационные Двигатели. Под редакцией д.ф.м.н. С.М.Фролова. ТОРУС-ПРЕСС, М., 2006).

Были проведены численные исследования прямого инициирования детонации электрическими разрядами в плоском канале, заполненном неподвижной или движущейся со сверхзвуковой скоростью стехиометрической водородно-воздушной смесью (см. В.А.Левин и др. Инициирование газовой детонации электрическими разрядами / Импульсные Детонационные Двигатели. Под редакцией д.ф.м.н. С.М.Фролова. ТОРУС-ПРЕСС, 2006, М., с.235-254).

Дальнейшую работу двигателя обеспечивают последовательно - периодически путем прерывистого изменения подачи топлива, вызывая изменение направления и скорости перемещения детонационной волны относительно тракта двигателя по потоку и в обратном направлении. Детонационную волну, распространяющуюся по потоку, направляют к выходу из двигателя через выходное сверхзвуковое сопло, обеспечивая сжигание несгоревшей топливовоздушной смеси. Детонационную волну, распространяющуюся против потока, направляют в сторону воздухозаборника. Реализуют в камере сгорания богатую и бедную топливовоздушную смесь и вызывают изменение направления, скорости и давления волны относительно камеры сгорания (см., например, К.И.Щелкин, Я.К.Трошин. Газодинамика горения, издательство Академии наук СССР, М., 1963, стр. 14-19).

Согласно изобретению топливо подают при постоянном давлении и открытой системе подачи топлива. Детонационную волну инициируют постоянно работающим в нише воспламенителем. Обеспечивают прохождение детонационной волны через сверхзвуковые камеру сгорания и камеру смешения и канал газовоздушного тракта с торможением детонационной волны в зоне пилонов. При обтекании пилонов с торможением давление потока в зоне пилонов становится выше постоянного давления топлива в системе подачи. Под действием этого перепада давления воздух и остатки продуктов сгорания затекают в открытые топливные каналы пилонов и коллектора, обеспечивая газодинамическое перекрытие топливных каналов и прекращение подачи топлива в камеру смешения. Зона горения в камере сгорания перестает существовать. Детонационная волна преобразуется в ударную волну. Ударная волна продолжает свое движение с ослаблением против потока еще на некотором участке канала газовоздушного тракта, а потом сносится потоком к выходу сверхзвуковой камеры сгорания. Нетлетон. Детонация в газах. Под редакцией д.ф.м.н. Гвоздевой. Мир, М., 1989, с.15, 33-39.

При обратном прохождении сносимой потоком от воздухозаборника мимо пилонов, ослабленной ударной волны с пониженным давлением постоянное давление подачи топлива превышает давление потока в зоне пилонов. Возникает перепад давления, которым коллектора, топливные каналы и сопла пилонов освобождают вытеснением топливом от затекших в них воздуха, несгоревшей топливовоздушной смеси и продуктов сгорания и заполняют новым топливом. Новое топливо подают в камеру смешения и прерывисто повторяют циклы работы. Причем новая порция смеси или догоняет в камере сгорания сносимый фронт ударной волны, воспламеняется и превращается в детонационную волну, или доходит до ниши и воспламеняется в нише от постоянно работающего воспламенителя. При таком способе функционирования:

- последовательно-периодическое изменение расхода топлива, при открытой системе топливоподачи, прохождением детонационной и ударной волн в зоне пилонов системы подачи топлива обеспечивает периодическое заполнение камеры смешения топливовоздушной смесью;

- процесс поджигания, при наличии перемешенной топливовоздушной смеси, от постоянно работающего в нише воспламенителя создает условия для инициирования ее сгорания в детонационных волнах, что обеспечивает реализацию саморегулируемого пульсирующего режима работы;

- для рабочего процесса с горением топлива в детонационной волне, распространяющейся в самоуправляемом пульсирующем режиме с высокой частотой характерна высокая топливная экономичность и эффективность двигателя с высокой полнотой сгорания, которая обеспечивается высокой степенью сжатия потока в детонационных волнах, большой скоростью горения топливовоздушной смеси и высокой температурой продуктов сгорания.

Благодаря высокой степени сжигания топлива в детонационной волне и самоуправляемому режиму ее распространения достигается высокая топливная экономичность как на сверхзвуковых, так и на дозвуковых режимах работы двигателя.

Реализуемый процесс горения топлива в детонационной волне, распространяющейся в пульсирующем режиме с высокой частотой, не требует значительного торможения потока в воздухозаборнике и в камере сгорания, благодаря чему снижается теплонапряженность тракта двигателя.

Для изменения уровня тяги двигателя, при открытой системе топливоподачи, последовательно изменяют расход топлива изменением уровня постоянного давления подачи топлива в коллекторах.

Величину давления подачи топлива в коллекторе задают такого уровня, чтобы в зоне пилонов давление потока при движении детонационной волны от ниши в сторону воздухозаборника было выше давления подачи топлива, а при движении ослабленной ударной волны (в сверхзвуковом потоке) или волны разрежения (в дозвуковом потоке) от воздухозаборника в сторону ниши - ниже давления подачи топлива.

Таким образом решены поставленные в изобретении задачи:

- достигнуто уменьшение теплонапряженности тракта рабочего тела двигателя на больших сверхзвуковых скоростях полета при бесклапанной системе подачи топлива;

- расширен диапазон скоростей полета летательных аппаратов, охватывающий как дозвуковые, так и сверхзвуковые области;

- обеспечена саморегулируемая подача топлива в двигатель.

Настоящее изобретение поясняется последующим подробным описанием конструкции двигателя и способа его функционирования со ссылкой на иллюстрации, представленные на фиг.1-3, где:

на фиг.1 изображен продольный разрез пульсирующего детонационного прямоточного воздушно-реактивного двигателя;

на фиг.2 - сечение А-А на фиг.1;

на фиг.3 - элемент I на фиг.1.

Пульсирующий детонационный прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит (см. фиг.1) сверхзвуковой воздухозаборник 1, сверхзвуковую камеру смешения 2, сверхзвуковую камеру сгорания 3, выходное сверхзвуковое сопло 4, воспламенитель 5 топливовоздушной смеси и систему подачи топлива. Система подачи топлива включает коллекторы 6 и пилоны 7 с топливными каналами 8 и соплами 9 (см. фиг.2). Пилоны 7 установлены в сверхзвуковой камере смешения 2. Двигатель содержит расположенный между сверхзвуковым воздухозаборником 1 и сверхзвуковой камерой смешения 2 канал 10 газовоздушного тракта. Пилоны 7 системы подачи топлива размещены на выходе из последнего. Воспламенитель 5 топливовоздушной смеси расположен в сверхзвуковой камере сгорания 3 в поперечной нише 11 (см. фиг.3) и выполнен постоянно работающим. Коллекторы 6 и каналы 8 системы подачи топлива выполнены открытыми с возможностью газодинамического перекрытия. Воспламенитель 5 может быть размещен в концевой части сверхзвуковой камеры сгорания 3.

Способ функционирования пульсирующего детонационного прямоточного воздушно-реактивного двигателя заключается в том, что на вход сверхзвуковой камеры смешения 2 через сверхзвуковой воздухозаборник 1 и канал 10 газовоздушного тракта подают воздух, а через пилоны 7 - топливо. Топливо подают через коллекторы 6 и каналы 8 в пилонах 7 при постоянном давлении и открытой системе подачи топлива. За пилонами 7 в сверхзвуковой камере смешения 2 формируют топливовоздушную смесь. Полученную смесь направляют в сторону выхода сверхзвуковой камеры сгорания 3 и заполняют нишу 11 топливовоздушной смесью. В нише 11 топливовоздушную смесь поджигают постоянно работающим воспламенителем 5. Инициируют в нише 11 воспламенение и горение топливовоздушной смеси, переходящее в детонацию. Детонация распространяется в тракте двигателя по и против потока. Детонационную волну, распространяющуюся по потоку, направляют к выходу из двигателя через сверхзвуковое сопло 4 и обеспечивают сжигание несгоревшей топливовоздушной смеси. Детонационную волну, распространяющуюся против потока, направляют из ниши 11 в сторону воздухозаборника 1 через сверхзвуковые камеру сгорания 3, камеру смешения 2 и канал 10 газовоздушного тракта с торможением детонационной волны и повышением давления в потоке в зоне пилонов 7. Реализуют в камере сгорания 3 богатую и бедную топливовоздушную смесь. Дальнейшую работу двигателя обеспечивают последовательно - периодически, путем прерывистого изменения подачи топлива, вызывая изменение направления и скорости перемещения детонационной волны по потоку и в обратном направлении. газодинамическим перекрытием коллекторов 6 и топливных каналов 8 в пилонах 7.

По данному двигателю была создана экспериментальная установка. На установке был проведен комплекс исследований по определению характеристик детонационной волны - скорости ее распространения в зависимости от коэффициента избытка воздуха α, времени индукции и толщины детонационного фронта.

Проведенные эксперименты показали принципиальную возможность получения (инициирования) детонационной волны в сверхзвуковом потоке, а полученные зависимости скорости детонационной волны D от значений α демонстрируют возможность получения управляемого рабочего процесса в широком диапазоне скоростей полета - от дозвуковых до гиперзвуковых. В проверенном рабочем процессе пульсирующий режим задавался детонационной волной за счет того, что детонационная волна сама перекрывала подачу топлива, запирая топливные каналы пилонов и коллекторы. При этом никакие системы управления не были задействованы. Процесс пульсации осуществлялся на заданной концентрации топливовоздушной смеси. Регулирование постоянного давления подачи топлива осуществляли для изменения уровня тяги двигателя, но не для создания пульсаций. Электроискровой источник воспламенения топливовоздушной смеси работал в нише на выходе из камеры сгорания постоянно, поддерживая горение и переход в детонацию подающейся топливовоздушной смеси.

Пульсирующий детонационный прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит сверхзвуковой воздухозаборник, сверхзвуковую камеру смешения, сверхзвуковую камеру сгорания, выходное сверхзвуковое сопло, воспламенитель топливовоздушной смеси и систему подачи топлива. Система подачи топлива включает коллекторы и пилоны с топливными каналами и соплами, установленные в сверхзвуковой камере смешения. Двигатель также содержит расположенный между сверхзвуковым воздухозаборником и сверхзвуковой камерой смешения канал газовоздушного тракта. Пилоны системы подачи топлива размещены на выходе из последнего. Воспламенитель топливовоздушной смеси размещен в сверхзвуковой камере сгорания в поперечной нише и выполнен постоянно работающим. Каналы системы подачи топлива выполнены открытыми с возможностью газодинамического перекрытия. Изобретение позволяет уменьшить теплонапряженность тракта рабочего тела двигателя на больших сверхзвуковых скоростях полета, обеспечить саморегулируемую подачу топлива в двигатель и расширить диапазон скоростей полета от сверхзвуковых до дозвуковых. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

1. Пульсирующий детонационный прямоточный воздушно-реактивный двигатель, содержащий сверхзвуковой воздухозаборник, сверхзвуковую камеру смешения, сверхзвуковую камеру сгорания, выходное сверхзвуковое сопло, воспламенитель топливовоздушной смеси и систему подачи топлива, включающую коллекторы и пилоны с топливными каналами и соплами, установленные в сверхзвуковой камере смешения, отличающийся тем, что двигатель содержит расположенный между сверхзвуковым воздухозаборником и сверхзвуковой камерой смешения канал газовоздушного тракта, пилоны системы подачи топлива размещены на выходе из последнего, воспламенитель топливовоздушной смеси размещен в сверхзвуковой камере сгорания в поперечной нише и выполнен постоянно работающим, а каналы системы подачи топлива выполнены открытыми с возможностью газодинамического перекрытия.

2. Способ функционирования пульсирующего детонационного прямоточного воздушно-реактивного двигателя, заключающийся в том, что на вход сверхзвуковой камеры смешения через сверхзвуковой воздухозаборник и канал газовоздушного тракта подают воздух, а через пилоны с соплами - топливо, за пилонами в сверхзвуковой камере смешения формируют топливовоздушную смесь и на выходе сверхзвуковой камеры сгорания инициируют детонационную волну, а дальнейшую работу двигателя обеспечивают последовательно - периодически путем прерывистого изменения подачи топлива, вызывая изменение направления и скорости перемещения детонационной волны относительно тракта двигателя по потоку и в обратном направлении, отличающийся тем, что топливо подают при постоянном давлении и открытой системе подачи топлива, детонационную волну инициируют постоянно работающим воспламенителем, обеспечивают прохождение детонационной волны через сверхзвуковые камеру сгорания и камеру смешения и канал газовоздушного тракта с торможением детонационной волны в зоне пилонов, а прерывистое изменение подачи топлива обеспечивают газодинамическим перекрытием топливных каналов.