СПОСОБ ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ СВЕРХЗВУКОВОГО ПУЛЬСИРУЮЩЕГО ДЕТОНАЦИОННОГО ПРЯМОТОЧНОГО ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ Российский патент 2015 года по МПК F02K7/14 F02K7/04 

Предлагаемое изобретение относится к способам функционирования сверхзвуковых пульсирующих детонационных прямоточных воздушно-реактивных двигателей, преимущественно при полете с числом Маха больше 6.

Известен способ функционирования сверхзвукового пульсирующего детонационного прямоточного воздушно-реактивного двигателя, заключающийся в том, что в момент запуска двигателя подают топливо и инициируют детонационную волну. Дальнейшую работу двигателя обеспечивают последовательно-периодически, изменяя подачу топлива, реализуя в камере сгорания богатую и бедную топливовоздушную смесь и вызывая изменение направления и скорости перемещения волны относительно камеры сгорания от ее выхода к входу по богатой смеси и в обратном направлении по бедной смеси, в предельном случае - по чистому воздуху, при сохранении направления движения волны против потока (Патент РФ 2157909, МПК⁷ F02K 7/14, заявл. 26.05.1999, опубл. 20.10.2000).

Для обеспечения стабилизации горения и полноты сгорания топлива ударные волны в сверхзвуковом потоке должны распространяться со скоростью не менее 1000 м/сек и с высокой частотой, что трудновыполнимо при реализации данного способа, т.к. частота создания волн ограничена частотой подачи топлива, которая зависит от возможностей топливной аппаратуры. Так, при длине камеры сгорания два метра подача топлива должна изменяться с частотой более 1000 Гц. При меньших частотах волна может быть вынесена за пределы камеры сгорания. Причем, чем больше потребный расход топлива, тем сложнее обеспечить высокую частоту подачи топлива. Это отрицательно сказывается на габаритно-массовых характеристиках топливной аппаратуры и усложняет ее конструкцию.

Кроме того, этот способ сложно реализовать при использовании в качестве топлива труднодетонируемой керосино-воздушной смеси. Для организации детонации во всем потоке смеси требуется мощный источник энергии со скоростью ее выделения, как у взрывчатых веществ.

Также известен способ функционирования сверхзвукового пульсирующего детонационного прямоточного воздушно-реактивного двигателя, при котором подают топливо в основную камеру сгорания и осуществляют в ней пульсирующий процесс. Для создания пульсирующего процесса используют предкамеру, которую устанавливают на входе в основную камеру, подают в нее часть топлива, получают пульсирующий поток и накладывают его на поток в основной камере сгорания. В качестве предкамеры используют трубчатое пульсирующее детонационное устройство (трубку), а в качестве топлива - легкодетонируемую кислородно-керосиновую смесь («Работы ведущих авиадвигателестроительных компаний по созданию перспективных авиационных двигателей». М.:ЦИАМ, 2004 г., стр.381-382).

Однако трубчатые пульсирующие детонационные устройства имеют несколько недостатков. В этих устройствах на входе используются механические клапаны для содействия управлению детонацией, что повышает сложность и стоимость устройства, а также ограничивает частоту детонации до 10 Гц, которая не может обеспечить стабильного горения в сверхзвуковом потоке. Низкие частоты детонации могут оказывать вредное воздействие на элементы конструкции двигательной системы, поскольку при детонациях создаются удары и вибрации.

Более того, трубчатые пульсирующие детонационные устройства не работают эффективно на обычно используемом авиационном топливе - керосине, т.к. требуется наличие дополнительно составляющей - окислительного газа, а именно кислорода, повышающей его детонационную способность.

Также этот способ не позволяет создать в основной камере сгорания требуемую температуру без дополнительного подогрева топливовоздушной смеси, обеспечивающую стабильное горение в сверхзвуковом потоке авиационного топлива - керосина.

Техническим результатом, на достижение которого направлено изобретение, является обеспечение стабильного горения в сверхзвуковом потоке авиационного топлива - керосина без окислительного газа, без предварительного прогрева воздуха за счет комплексного воздействия на поток топливовоздушной смеси газовых струй, ударных волн, повышающих температуру смеси в основной сверхзвуковой камере сгорания, и детонационных волн, частота которых обеспечивает их постоянное нахождение в ней.

Для достижения названного технического результата при реализации способа функционирования сверхзвукового пульсирующего детонационного прямоточного воздушно-реактивного двигателя подают топливо в основную камеру сгорания и осуществляют в ней пульсирующий процесс. Для осуществления пульсирующего процесса используют предкамеру, которую устанавливают на входе в основную камеру, подают в нее часть топлива, получают пульсирующий поток и накладывают его на поток в основной камере сгорания.

Новым в изобретении является то, что предкамеру выполняют в виде золотниковой камеры с постоянным объемом сгорания топлива, количество полостей в которой выбирают в соответствии с требуемой частотой пульсаций в основной камере. Полученный в предкамере пульсирующий поток разделяют и направляют в основную камеру в осевом и радиальном направлениях.

На прилагаемых чертежах изображено:

фиг.1 - сверхзвуковой пульсирующий детонационный прямоточный воздушно-реактивный двигатель, общий вид;

фиг.2 - вид A фиг.1 - устройство для реализации способа.

Устройство для реализации способа содержит предкамеру 1 сгорания с постоянным объемом сгорания топлива, установленную на пилонах 2 подачи топлива на входе в основную сверхзвуковую камеру 3 СПДП ВРД.

Предкамера 1 содержит входное устройство 4, корпус 5 с входным 6 и выходным 7 окнами и пламеперебрасывющим каналом-ресивером 8. На корпусе 5 расположены топливная форсунка 9, воспламенитель 10. В корпусе 5 с возможностью вращения установлен золотник 11 с рабочими полостями 12, количество которых определяется исходя из потребной частоты рабочих пульсаций: чем больше требуемая частота, тем больше количество полостей. Предкамера 1 снабжена выходным устройством 13, сообщенным с входом в основную сверхзвуковую камеру 3 сгорания через осевой канал 14. В стенках выходного устройства 13 также выполнены радиальные отверстия 15 для формирования радиальных газовых струй.

Способ осуществляется следующим образом.

В основную камеру 3 из пилонов 2 подают топливо - авиационный керосин, часть топлива подают в предкамеру 1.

При работе предкамеры 1 золотник 11 вращается и последовательно сообщает каждую из ее рабочих полостей 12 с входным окном 6. топливной форсункой 9, воспламенителем 10 и выходным устройством 13.

В золотнике 11 происходит сгорание топлива при постоянном (закрытом) объеме, при этом давление повышается.

Для повышения реагирующей способности газовых струй в золотнике 11 может сжигаться переобогащенная топливовоздушная смесь с образованием в продуктах сгорания химически высокоактивного горючего.

После сгорания топлива при совмещении окна рабочей полости 12 с выходным окном 7 происходит сверхзвуковое истечение струй газа (смеси продуктов сгорания с химически высокоактивным горючим) из выходного устройства 13 в основную сверхзвуковую камеру 3 через канал 14 в осевом и через радиальные отверстия 15 - в радиальном направлениях. Осевая струя горючего формирует в основной сверхзвуковой камере 3 ударную волну, которая распространяется по основной камере и повышает в ней давление и температуру смеси, создавая условия для ее воспламенения. Многочисленные радиальные газовые струи из радиальных отверстий 15 выходного устройства 13 вовлекают в реакцию большой объем смеси и вызывают ее взрывное сгорание. Ударные волны из предкамеры 1 поступают в основную сверхзвуковую камеру 3 с частотой, обеспечивающей их постоянное нахождение в основной камере 3.

Таким образом, в основной сверхзвуковой камере 3 происходит постоянное пульсирующее воздействие на поток топливовоздушной смеси ударных волн от осевой газовой струи, повышающих ее температуру, радиальных газовых струй, содержащих химически высокоактивное горючее, воздействующих на смесь и возникающих при этом детонационных волн, что в итоге увеличивает скорость сгорания смеси.

Данный способ позволяет обеспечить стабилизацию горения в сверхзвуковом потоке авиационного топлива - керосина.

Изобретение относится к способам функционирования сверхзвуковых пульсирующих детонационных прямоточных воздушно-реактивных двигателей, преимущественно при полете с числом Маха больше 6. Способ функционирования сверхзвукового пульсирующего детонационного прямоточного воздушно-реактивного двигателя, при котором подают топливо в основную сверхзвуковую камеру сгорания и осуществляют в ней пульсирующий процесс, для чего используют предкамеру, которую устанавливают на входе в основную сверхзвуковую камеру. Подают в предкамеру часть топлива, получают пульсирующий поток и накладывают его на поток в основной сверхзвуковой камере сгорания. Предкамеру выполняют в виде золотниковой камеры с постоянным объемом сгорания топлива, количество рабочих полостей которой выбирают в соответствии с требуемой частотой пульсаций в основной сверхзвуковой камере сгорания. Поток из предкамеры разделяют и направляют в основную сверхзвуковую камеру в осевом и радиальных направлениях. Изобретение обеспечивает стабильное горение в сверхзвуковом потоке авиационного топлива - керосина без окислительного газа, без предварительного прогрева воздуха. 2 ил.

Способ функционирования сверхзвукового пульсирующего детонационного прямоточного воздушно-реактивного двигателя, при котором подают топливо в основную сверхзвуковую камеру сгорания и осуществляют в ней пульсирующий процесс, для чего используют предкамеру, которую устанавливают на входе в основную сверхзвуковую камеру, подают в нее часть топлива, получают пульсирующий поток и накладывают его на поток в основной сверхзвуковой камере сгорания, отличающийся тем, что предкамеру выполняют в виде золотниковой камеры с постоянным объемом сгорания топлива, количество рабочих полостей которой выбирают в соответствии с требуемой частотой пульсаций в основной сверхзвуковой камере сгорания, при этом поток из предкамеры разделяют и направляют в основную сверхзвуковую камеру в осевом и радиальных направлениях.