Способ работы комбинированного воздушно-реактивного двигателя и устройство для его осуществления Советский патент 1992 года по МПК F02K7/16 

Изобретение относится к двигателест- роению и может быть использовано при разработке двигателей разгоняющих устройств орбитальных самолетов.

Известен способ работы комбинированного воздушно-реактивного двигателя, заключающийся в сжатии воздуха в наружном прямоточном контуре при его торможении, в сжатии другой части воздуха в компрессоре, подводе тепла в камере сгорания и расширении газа в турбине во внутреннем контуре, регулировании количества подводимого топлива в зависимости от скорости полета во внутреннем газотурбинном и наружном контурах. Устройство для осуществления известного способа содержит внутренний контур, имеющий газогенератор, выходное устройство газогенератора и внешний прямоточный контур, имеющий входное устройство, камеру сгорания и выходное устройство, расположенное вместе с выходным устройством внутреннего конту- рз в задней торцевой части двигателя.

Известный способ работы комбинированного воздушно-реактивного двигателя и устройство для его осуществления не обеспечивают увеличения степени теплоотвода с увеличением скорости набегающего потока в дозвуковой камере сгорания из-за увеличения температуры воздуха при торможении.

Известен способ работы комбинированного воздушно-реактивного двигателя при больших сверхзвуковых скоростях полета, заключающийся в сжатии воздуха в наружном прямоточном контуре при его торможении, в сжатии другой части воздуха в компрессоре, подводе тепла в камере сгорания и расширении газа в турбине во внутреннем контуре, регулировании количества подводимого топлива в зависимости от скорости полета во внутреннем газотурбинном и наружном контурах. Устройство для осуществления известного способа работы выполнено в виде комбинированного воздушно-реактивного двигателя, содержаЈ

х

4 v| vj

СО О

щего внутренний контур, имеющий газогенератор, выходное устройство гззогенера- тора и внешний прямоточный контур, имеющий входное устройство, камеру сгорания и выходное устройство, расположен- нос вместе с выходным устройством внутреннего контура в задней торцевой части двигателя.ч

Известный способ работы комбинированного воздушно-реактивного двигателя и устройство для его осуществления не обеспечивают эффективность работы двигателя при увеличении скорости набегающего воздушного потока до гиперзвуковых скоростей, так как увеличивается температура воздуха на входе в камеру сгорания, что способствует уменьшению степени тепло- отвода вплоть до его полного прекращения.

Цель изобретения - повышение эффективности двигателя.

Это достигается тем, что в способе работы комбинированного воздушно-реактивного двигателя, заключающемся в сжатии воздуха в. наружном прямоточном контуре при его торможении, в сжатии другой части воздуха в компрессоре, подводе тепла в камере сгорания и расширении газа з турбине во внутреннем контуре, регулировании количества подводимого топлива в зависимо- сти от скорости полета во внутреннем газотурбинном и наружном контурах,.воздушный поток прямоточного контура разделяют на отдельные струи, изменяют направление их движения от периферии к центру, подвод тепла к струям осуществляют при их развордте, струи выпускают в донную область за двигателем по окружности, внутри которой осуществляют дополни- подвод тепла при повышении скорости полета одновременно с уменьшением подвода тепла к струям, а снаружи при дальнейшем увеличении скорости одновременно с уменьшением подвода тепла - в центральную часть донной области.

Устройство, реализующее предлагаемый способ работы комбинированного воздушно-реактивного двигателя, содержит внутренний контур, имеющий газогенератор, выходное устройство газогенератора и внешний прямоточный контур, имеющий входное устройство, камеру сгорания и выходное устройство, расположенное вместе с выходным устройством внутреннего контуру в задней торцевой части двигателя. Двигатель снабжен каналом отбора воздуха за компрессором, теплообменником, установленным во внутреннем контуре, центральным и периферийными форсуночными устройствами дополнительных камер сгорания, выходное устройство газогенератора

выполнено в виде отдельных патрубков, соединенных с выходом из газогенератора через теплообменник, прямоточный контур выполнен в виде отдельных каналов, направленных от периферии к центру двигателя, а его выходное устройство - в виде соединенного с каналами укороченного сопла Bi эшнего расширения, топливные форсунки расположены в каждом канале, канал

0 отбора воздуха за компрессором через теплообменник соединен с укороченным соплом и его выходные отверстия расположены по окружности в чередующемся порядке с выходами каналов прямоточно5 го контура, разделяя заднюю торцевую часть двигателя на внутреннюю центральную и наружную периферийную донные об- ласти. В центральной донной области установлено центральное форсуночное уст0 ройство дополнительной камеры сгорания прямоточного контура, а в периферийной донной области - периферийные форсуноч- ные устройства дополнительной камеры сгорания, причем выходные отверстия канз5 ла отбора воздуха расположены в чередующемся порядке с выходными отверстиями патрубков.

Такое выполнение устройства обеспечивает повышение эффективности двигате0 ля при больших сверхзвуковых скоростях полета. Повышение эффективности двигателя осуществляется организацией течения струй, на которые разделяют потоки внутреннего газотурбинного и наружного пря5 моточного контуров, и регулированием количества подводимого тепла к ним в зависимости от скорости набегающего воздушного потока, изменяющейся от дозвуковой до больших сверхзвуковых (гиперзвуковых)

0 скоростей, эффективно используя степень подогрева воздуха при торможении в прямоточном контуре. Это достигается разделением воздушного потока прямоточного контура на отдельные струи и изменением

5 направления их.движения от периферии к центру, т.е. профиль линии тока таков: начальная линия тока струйки параллельна конечной линии тока, но перемещена от периферии к центру. Начальная линия токз

0 струйки расположена в профилированных1 криволинейных каналах, а конечная линия тока свободна от воздействия конструкции, - расположена в донной области за двигателем, т.е. сформирована при выпуске струи.

5 из этих каналов на поверхность укороченного сопла внешнего расширения, а затем о донную область за двигателем. Подвод тепла к струям осуществляется в области дозвуковой скорости полета при взаимодействии их со струями внутреннего контура на укорочепном сопле гшешнего расширения (эффект эжекцим). Регулируемый подвод тепла к струям осуществляют в области умеренных сверхзвуковых скоростей набегающего воздушного потока и производят его при ее 5 развороте от начальной линии тока. При увеличении сверхзвуковой скорости набегающего воздушного потока до больших вёли- чин производят дополнительный ре улируемый подвод тепла при развороте 10 к конечной линии тока (т.е. в донной области за двигателем) одновременно с уменьшением подвода тепля к струям при развороте от начальной линии тока из-за увеличения степени подогрева воздуха при торможении в 15 отдельных каналах. При увеличении гиперзвуковой скорости набегающего воздушного потока дополнительный подвод тепла в донной области за двигателем осуществляют снаружи струи с одновременным умень- 20 шением дополнительного подвода тепла в центральную часть донной области. Тепловые потоки в донной области таковы, что они приводят к диссоциации горючего, например водорода, с последующей рекомби- 25 нацией и процессом завершения механизма химических превращений выше по току, способствуя повышению донного давления. Таким образом, в предлагаемом способе повышается эффективность двига- 25 теля не только при малых, но и при больших сверхзвуковых скоростях.

На фиг. 1 представлена схема комбинированного воздушно-реактивного двигателя, реализующая предлагаемый способ 30 работы; на фиг. 2а,б,в проиллюстрирована картина течения в донной области при больших сверхзвуковых скоростях набегающего воздушного потока.

Способ заключается в сжатии воздуха в 35 наружном прямоточном контуре при его торможении, в сжатии другой части воздуха во внутреннем контуре в компрессоре. В камере сгорания подводят тепло к сжатому воздуху и продукты сгорания направляются 40 в турбину, где осуществляется расширение газа с последующим выбросом его в атмосферу и предварительным понижением температуры в теплообменнике. Тепло путем еплообмена передается другому воздуш- 45 ному потоку, который отбирается за компрессором, а затем разделенный на тдельные струи поступает через выходные тоерстия канала отбора на укороченное сопло внешнего расширения. Энергия подогретого воздушного потока внутреннего 55 контура преобразуется в кинетическую нергию истечения в атмосферу.

В наружном прямоточном контуре воз-

ушный поток разделяют на отдельные

СТруИ И ИЗМОНЯЮТ НЛМрПНЛ ШШ liv дц.1 « МГЦ

от периферии к центру, т о. профиль лпиш-. тока такоп: начальная линия токл струи м параллельна конечной линии токл. но nfpi мещена от периферии к центру. Начлпьнпч линия тока струйки расположена о профили рованных криволинейных каналах, конем ная линия тока расположена и донной области за двигателем. Подвод тепла к струям осуществляется в области дозвуковой скорости полета при взаимодействии их со струями внутреннего контура на укоро- ен- ном сопле внешнего расширения. По мере увеличения скорости набегающего воздушного потока до умеренных сверхзвуковых скоростей осуществляют регулируемый подвод тепла к струям воздуха при их развороте от начальной линии тока, при этом профилированием проточной части добиваются устранения интенсивных вихреобрз- зований достаточно пологой траекторией линии тока (угол отклонения от начальной линии тока 15-25°) до зоны регулируемого подвода тепла, в зоне подвода тепла траектория линия тока круто меняется, формируя зону интенсивных вихреобразований. Увеличение подвода тепла с увеличением скорости набегающего воздушного потока происходит при одновременном уменьши нии подвода тепла во внутреннем контуре. По мере увеличения скорости набегающего воздушного потока до больших сверхзвуковых скоростей степень подогрева воздуха торможением увеличивается, эффективность подвода тепла уменьшается, в связи с чем уменьшается подвод тепла одновременно с увеличением подвода дополнительного тепла внутри струи при развороте к конечной линии тока струйки, т.е. в донной части за двигателем. Более эффективным является использование при дополнительном подводе тепла горючего с большим значением коэффициента стехиометрического соотношения компонентов по сравнению с аналогичными коэффициентами при подводе тепла к струям.

При дальнейшем увеличении гиперзвуковой скорости набегающего воздушного потока дополнительный подвод тепла осуществляют при развороте струи снаружи ее в донной области за двигателем, одновременно уменьшая дополнительный подвод тепла, в центральную часть донной-облэсти. Характер течения и взаимодействия воздушных потоков с горючим, используемым при дополнительном подводе тепла к сверхзвуковому воздушному потоку в донной области за двигателем (см. фиг. 2), рассмотрен для случая гпи2 0 (отсутствия дополнительного подвода тепла) и для случая rrwO

рпулирунмого дополнительного подвода гепла). В схеме модели течения в случае гпм2 0 линия тока j разделяет на структуры . воздушного потока, не участвующие в циркуляционных течениях, и структуры, участ- 5 вугащие после отрыва погранслоя на кромке донной части двигателя в циркуляционных донных течениях. Угол 0 границы воздушной струи на кромке донной части после попорота изменяется в сторону увеличения 10 при увеличении числа Маха набегающего воздушного потока. в случае тн2 ( 0, т.е. при вдуве горючего (молекулярного водорода) разделяющая линия тока j смещается наружу, образуя канал ухода продуктов 15 сгорания, что эквивалентно образованию аэродинамической камеры сгорания. Циркуляционные структуры обеспечивают подвод тепла к горючему (N2). его нагрев, воспламенение и устойчивое горение. При 20 увеличении дополнительного подвода тепла с увеличением сверзвуковой скорости набегающего воздушного потока в донной области за двигателем в циркуляционных структурах образуются продукты неполного 25 сгорания, которые взаимодействуют с кислородом сверхзвуковой части воздушного потока за разделяющей линией j. В результате происходит-дожигание продуктов неполного сгорания, осуществляется таким 30 образом дополнительный подвод тепла к сверхзвуковому воздушному потоку путем . химического воздействия дополнительно к процессу тепло-массообмен в коридоре ухода продуктов сгорания. При увеличе- 35 нии сверхзвуковой скорости набегающего воздушного потока и достижении полной температуры заторможенного воздушного потока в циркуляционных зонах наблюдается частичное разложение молекулярного во- 40 дорода на атомарный в соответствии с константой равновесия, а оставшаяся часть молекулярного водорода участвует в образовании продуктов неполного сгорания в диссоциированном воздухе, которые выше 45 по потоку рекомбинируют и осуществляют процесс дожигания с кислородом сверхзвукового воздушного потока, оказывая воздействие на донную область за двигателем путем увеличения величины донного давле- 50 ния на торцевой части двигателя.

Устройство, реализующее предлагаемый способ работы, содержит внутренний контур 1, внешний прямоточный контур 2 и выходное устройство 3 комбинированного 55 двигателя. Внутренний контур 1 состоит и профилированного входного устройства 4, газогенератора, соединенного с турбиной б, содержащего компрессор 5 и камеру 7 сгорания, расположенную между ними. Внут

ренний контур содержит также выходное устройство газогенератора, которое расположено на торцевой поверхности между укороченным соплом 8 внешнего расширения и цилиндрической поверхностью двигателя и выполнено в виде отдельных патрубков 9, канал отбора воздуха из полости А за компрессором, который ниже по воздушному потоку разделен на отдельные сужающиеся каналы 10 отбора воздуха за теплообменником 11, установленным в воздушном тракте по холодной части и в газовом тракте-газогенератора за турбиной б по горячей части. Выходные отверстия каналов 10 отбора воздуха расположены по окружности в чередующемся порядке на укороченном сопле 8 внешнего расширения выходного устройства 3 с другими выходными отверстиями прямоточного контура 2 с входным устройством 12, расположенным за пределами внутреннего контура 1,- воздушный тракт которого выполнен в виде отдельных каналов 13. направленных от периферии к центру. Кроме того, выходные отверстия каналов 10 расположены в чередующемся порядке с выходными отверстиями патрубков 9. В каждом отдельном канале 13 прямоточного контура 2 расположены топливные форсунки 14 камеры сгорания. при этом кривизна внутренней (нижней) ча- ,сти канала до расположения топливных форсунок выбрана из условия недопущения интенсивных вихреобразований. т.е. достаточно пологая траектория линии тока, а кривизна внутренней части кан ала в зоне расположения топливных форсунок выбрана из условия интенсивного вихреобразова- ния, т.е. достаточно крутая траектория линии тока. Выходные отверстия каналов 10, расположенные по окружности в чередующемся порядке с выходами каналов 13 прямоточного контура 2. разделяют заднюю торцевую часть двигателя на внутреннюю центральную и наружную периферийную донные области. В центральной донной области установлено центральное форсуночное устройство 15 дополнительной камеры сгорания прямоточного контурт 2. а в периферийной донной области - периферийнее форсуночные устройства 16 дополнительной камеры сгорания прямоточного контура 2. Для измеенния расхода воздуха оо внутренний контур 1 двигателя профилированное входное устройство 4 содержит регулируемые створки 17.

Устройство работает следующим образом.

Поступающий через входное устройство А во внутренний контур 1 двигателя поз- дух сжимается компрессором 5. О-агыЛ

воздух из полости А за компрессором одним потоком направляется в камеру 7, где к воздушному поточу подводится тепло. Основная доля тепловой энергии затрачивается на сжатие воздуха при расширении рабочего тела в турбине 6,приводят во вращение компрессор 5. Из полости А по каналу отбора другим потоком воздух направляется через отдельные сужающие каналы 10 укороченного сопла 8 внешнего расширения, при этом воздушный поток подогревается, проходя через теплообменник 11, от расширенного а турбине 6 рабочего тела, выбрасываемого наружу через выходные отверстия патрубков 9.

Воздушный поток из входного устройства 12 внешнего прямоточного контура 2 по профилированным отдельным каналам 13 поддействием скоростного напора поступает в область между чередующими высоконапорными струями из сужающихся каналов 10 внутреннего контура 1, образуя поокрух - ности поток, который расширяется в укороченном сопле 8 внешнего расширения. При увеличении степени подогрева воздуха при торможении сверхзвукового потока распределяют подачу горючего между камерой внутреннего контура и основной камерой 14 прямоточного контура, уменьшая ее до нуля во внутреннем контуре 1 и увеличивая в отдельных каналах 13 камеры 14 при увеличении сверхзвуковой скорости набегающего воздушного потока. Величину коэффициента избытка воздуха в камере 14 прямоточного контура уменьшают при увеличении сверхзвуковой скорости набегающего воздушного потока, регулируя изменением величины расхода горючего в основную камеру 14. При уменьшении величины коэффициента избытка воздуха, равного О. 1, и увеличении скорости набегающего воздушного потока подают горючее через центральное форсуночное устройство 15 дополнительной камеры сгорания прямоточного контура 2 двигателя, причем величина стехиометрического соотношения компонентов а дополнительной камере сгорания больше величины сте- хиометрическагосоотношения

компонентов основной камеры сгорания прямоточного контура двигателя. (В основ- ной камере сжигается керосин, а в дополнительной камере сжигается водород). При увеличении сверхзвуковой скорости набегающего воздушного потока уменьшают величину подаваемого горючего в основную камеру 14 вплоть до нуля и одновременно увеличивают подачу горючего через центральное форсуночное устройство 15 дополнительной камеры сгорания прямоточного

контура 2. При увеличении скорости набегающего воздушного потока от сверхзвуковой до гиперзвуковой скорости перераспределяют величину подаваемого горючего (водо- 5 рода)междупериферийными

форсуночными устройствами 16 дополнительной камеры сгорания и центральным форсуночным устройством 15 дополнительной камеры сгорания прямоточного контура 10 2 двигателя. При этом величину горючего подаваемого, в периферийное форсунс шое устройство 16. увеличивают за счет уменьшения подачи горючего в центральное Форсуночное устройство 15 дополнительной

5 камеры сгорания прямоточного контура двигателя.

Технико-экономическая эффективность предлагаемого способа работы комбинированного воздушно-реактивного двигателя и

0 устройства для его осуществления заключается в повышении значений удельных параметров двигателя по сравнению с известными способом работы комбинированного воздушно-реактивного двигателя и

5 устройством его реализации.

На режиме работы с дозвуковой.скоро- стыо набегающего воздушного потока реализуется эжекторный режим при совместной работе внутреннего и внешнего

0 прямоточного контуров. При анализе методики расчета эффективности таких систем видно, что при одинаковых параметрах потоков (внутреннего и внешнего контуров) сравниваемых двигателей коэффициент

5 увеличения тяги будет равным, однако в предлагаемом двигателе, выполненном по многосекционной компоновке в зоне смешения потоков внутреннего и внешнего контуров, относительная длина на смеше0 ние требуется в 2.6-2.8 раза меньше, чем в известном двигателе.

На режиме работы двигателя со сверхзвуковой скоростью набегающего воздушного потока при отключении внутреннего

5 контура реализуется режим работы прямоточного двигателя. При анализе результатов известного расчета видно, что увеличение скорости набегающего воздушного потока, характеризуемой числом Маха, от величи0 ны, равной М 3, до величины, равной М 6. приводит к увеличению степени подогрева воздуха, характеризуемой изменением температуры от величины, равной Т 1900 К. до величины, равной Т 3000 К. Из ана5 лиза результатов расчета прямоточного двигателя при постоянных значениях расхода горючего (керосина) и коэффициента избытка воздуха, равного а « 2. видно, что изменение скорости набегающего воздушного потока на заданной высоте от значения

числа Maxa. р.чпнглс.1 М - 3. до значения М - fi припади к изменению удельного импульса 1Ы пелич ину. равную

Л) 1 - - 1м-з 5 - 12

14

В известном способе повысить удельный импульс можно увеличением горючего в основную камеру, обеспечивая величину коэффициента избытка воздуха, равного ог 1. Используя те же результаты расчета, получают

А12 ,а -1 . 12 - 4 kHc ; t

Из анализа видно, что величина удельного импульса уменьшается с увеличением числа Маха, однако при увеличении расхода топлива почти вдвое изменение удельного импульса будет

A.I Л)2 -Л h -4 - (-7) - 3

Обеспечение величины коэффициента избытка воздуха, равного о. 1, при изменении скорости набегающего воздушного потока от значения М 3 до М б достигается подводом тепла в дополнительную камеру сгорания при изменении коэффициента стехиометрического соотношения компонентов с величины, равной LQ 1-4,9 (в основной камере сгорания), на величину, равную LQ 34,2 (с дополнительной камере сгорания).;

В известном способе при увеличении скорости избегающего воздушного потока от числа Маха, равного М 3, до величины, равной М G. наблюдается снижение удель- ного импульса, а в предлагаемом этого не наблюдается. При увеличении гиперзвуковых скоростей из-за ухудшения характеристик прямоточного двигателя основная камера отключается и работает только дополнительная камера сгорания.

Формула изобретения 1. Способ работы комбинированного воздушно-реактивного дпигателя при больших i сверхзвуковых скоростях полета, заключающийся в сжатии одной части воздуха п наружном прямоточном контуре при его торможении, в сжатии другой части воздуха в компрессоре, подводе тепла в камере сгорания и расширении газа в турбине во внут- рением контуре, регулировании количества подводимого топлнпз в зависимости от скорости полета во внутреннем газотурбинном и наружном контурах, отличающийся тем, что, с целью повышения эффективности дпшателч, воздушный поток прямоточного контура разделяют но отдельньи струи, изменяют направление их движения от периферии к центру, подвод тепла к струям осуществляют при их развороте, струи выпускают в донную область за дпигателем по окружности, внутри которой осуществляют дополнительный подвод тепла при повышении скорости полета одновременно о

уменьшением подвода тепла к струям, а сна- ружи осуществляют подвод тепла при даль- нейшем увеличениискорости

одновременно с уменьшением подвода тепла в центральную часть донной области.

2. Комбинированный воздушно-реактивный двигатель, содержащаий внутрен- ний контур, имеющий газогенератор, выходное устройство газогенератора и внешний прямоточный контур, имеющий

входное устройство, камеру сгорания и выходное устройство, располох енное вместе с выходным устройством внутреннего контура в задней торцевой части двигателя, отличающийся тем, что, с целью повышения

эффективности двигателе при больших скоростях полета, двигатель снабжен каналом отбора воздуха за компрессором, теплообменником, установленным во внут- реннем контуре, дополнительными центральной к периферийными камерами сгорания с форсуночными устройствами, выходное устройство газогенератора вы- полнено в оиде отдельных патрубков, соединенных с выходом из газогенератора через

теплообменник, прямоточный контур выполнен в виде отдельных каналов, направленных от периферии к центру дпигателя. а его выходное устройство - в виде соединенного с каналами укороченного согша внешнего расширения, форсуночные устройства расположены в каждом канале, канал отбора воздуха за компрессором через теплообменник соединен с укороченным соплом и его выходные отверстия расположена по

окружности в чередующемся порядке с выходами каналов прямоточного кснтурз, разделяя заднюю торцевую часть двигателя на внутреннюю центральную и наружную периферийную донные области. 8 центральной донной области установлена центральная дополнительная камера сгорания прямоточного контура, a s периферийной .доимой области1 периферийные дополнительные камеры сгорания, причем

выходные отверстия канала отбора поздуха расположены п чередующемся порядке с выходными отверстиями патрубков.

,37s

г-ч

Ж

I

Использование: при осуществлении разгона орбитальных самолетов до больших сверхзвуковых скоростей. Сущность изобретения: воздушный поток внешнего прямоточного контура разделяют на отдельные сужающиеся струи и изменяют их направление движения от периферии к оси двигателя с последующим подводом тепль. При достижении больших сверхзвуковых скоростей в донную область двигателя подводится дополнительное тепло, причем подвод тепла в центре и на периферии донной области изменяется в зависимости от скорости полета. 2-с.п. ф-лы. 2 ил.