F02K7 / 10 - відрізняються стисненням за рахунок швидкісного напору, тобто безкомпресорні або прямоточні повітряно-реактивні двигуни
Федеральне державне унітарне підприємство "Центральний інститут авіаційного моторобудування ім. П.І. Баранова" (RU)
Спосіб організації горіння в гіперзвуковому прямоточном повітряно-реактивному двигуні полягає в подачі палива в камеру згоряння. Подачу палива здійснюють перед повітрозабірником в зоні, утвореній між паливної форсункою, пілонами і повітрозабірником. Для цього паливну форсунку розташовують в носовій частині двигуна перед повітрозабірником по його осі і з'єднують її з повітрозабірником пілонами. Винахід дозволяє поліпшити змішання компонент палива, що забезпечує, в свою чергу, підвищення повноти згоряння палива, а також поліпшити стабілізацію процесу горіння в камері згоряння гіперзвукового прямоточного повітряно-реактивного двигуна. 2 н. і 2 з.п. ф-ли, 1 мул.
Винахід відноситься до авіаційного двигунобудування, а саме до гіперзвуковим прямоточним повітряно-реактивним двигунам (ГПВРД), і може бути використано в рухових установках гіперзвукових літальних апаратів.
Відомий гіперзвукової прямоточний повітряно-реактивний двигун, патент США 4903480, F 02 K 7/10, 1988 г. містить повітрозабірник змішаного стиснення, пряму надзвукову камеру згоряння постійного перетину з інжектором для вприскування пального, і сопло, причому для ефективного змішування палива з надзвуковим потоком повітря подачу пального в камеру згоряння здійснюють через надзвукові інжектори, рівномірно розташовані по висоті в хвостовій частині пілонів.
Недоліком даного технічного рішення є те, що подача палива відбувається на виході з повітрозабірника в надзвукову камеру згоряння. Для отримання гомогенної суміші при надзвуковий швидкості потоку в потоці потрібно значне збільшення його довжини (20-25 калібрів висоти), навіть при наявності чергування кутів зсувів осей інжекторів, рівномірно розташованих в хвостовій частині пілонів. У підсумку це негативно позначається на характеристиках двигуна в цілому.
Основним недоліком даного технічного рішення є те, що зони рециркуляції пального і повітря знаходяться в камері згоряння, і при надзвукових швидкостях потоку повітря час перебування пального в камері згоряння різко скорочується, що робить проблематичним ефективне змішування горючого з окислювачем, наприклад киснем. Крім того, наявність зон рециркуляції за уступами камери згоряння, в які певним чином впорскують пальне для ефективного формування струменів палива, в разі займання останнього призводить до інтенсивного тепловиділення і перебудові течії від надзвукової течії до дозвукових по всій довжині камери згоряння.
Технічною задачею заявляється технічного рішення є поліпшення змішання компонент палива, що забезпечує, в свою чергу, підвищення повноти згоряння палива, а також поліпшення стабілізації процесу горіння в камері згоряння гіперзвукового прямоточного повітряно-реактивного двигуна (ГПВРД).
Технічний результат досягається тим, що паливну форсунку розташовують в носовій частині двигуна перед повітрозабірником по його осі і з'єднують її з повітрозабірником і обтічними пілонами. Освічена зона, між носовою частиною, паливної форсункою, обтічними пілонами і повітрозабірником, інтенсифікує змішання компонент палива з повітрям за рахунок інжекції палива перед повітрозабірником з паливної форсунки, де відбувається взаємодія подається струменя з системою хвиль стиснення і стрибків ущільнення, які генерує сам повітрозабірником. Відстань між паливної форсункою і повітрозабірником висловлюють співвідношенням:
де L - відстань між паливної форсункою і повітрозабірником;
К - коефіцієнт подібності;
D - діаметр повітрозабірника.
Змінюючи витрата, температуру і тиск палива з паливної форсунки регулюють режим роботи повітрозабірника. При малих тисках палива з паливної форсунки забезпечують запуск повітрозабірника і вихід на розрахунковий режим при малих числах Маха польоту (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 різних режимах роботи двигуна визначені наступні його переваги:
- стійкі запуск і втеканіе надзвуковий струменя палива в канал повітрозабірника;
- висока інтенсивність змішування компонент палива;
- малі втрати повного тиску по тракту повітрозабірника;
- зменшення довжини камери згоряння за рахунок зменшення довжини зони змішання;
- зменшення ймовірності зриву прикордонного шару і підвищення стійкості надзвукового повітрозабірника при дроселюванні каналу;
- організація теплової завіси для захисту поверхні гіперзвукового повітрозабірника від інтенсивних теплових потоків при великих числах Маха (М> 5).
На кресленні зображена схема заявляється гіперзвукового прямоточного повітряно-реактивного двигуна (ГПВРД).
Гіперзвукової прямоточний повітряно-реактивний двигун (ГПВРД), схематично зображений на кресленні, містить носову частину 1, в якій послідовно розташовані паливна форсунка 2, обтічні пілони 3, що з'єднують паливну форсунку 2 з повітрозабірником 4, камеру згоряння 5, сопло 6, струмінь 7 палива , хвилі 8 стиснення, скачки 9 ущільнення, воспламенители 10, фронт 11 горіння. Носова частина 1, обтічні пілони 3 і повітрозабірник 4 генерують хвилі 8 стиснення і скачки 9 ущільнення, радикально впливають на інтенсифікацію процесу змішування палива з повітрям. Відстань між паливної форсункою 2 і повітрозабірником 4 одно L, а діаметр повітрозабірника 4 дорівнює D. Управління повітрозабірником 4 пов'язане з управлінням подається струменя 7 палива, і вся система (на кресленні не показана) пов'язана з бортовою ЕОМ літального апарату.
Заявляється спосіб організації горіння в гіперзвуковому прямоточном повітряно-реактивному двигуні (ГПВРД), який схематично зображено на кресленні, здійснюють наступним чином.
При виході літального апарату з гіперзвуковим прямоточним повітряно-реактивним двигуном (ГПВРД) на надзвукові швидкості польоту (М> 3) і досягненні розрахункового режиму роботи повітрозабірника 4 з паливних баків (на кресленні не показані) паливо, наприклад водень, подається в паливну форсунку 2 і потім у вигляді струменя 7 подається в повітрозабірник 4.
Носова частина 1, обтічні пілони 3 і повітрозабірник 4 створюють систему хвиль 8 стиснення і стрибків 9 ущільнення. Взаємодіючи з системою хвиль 8 стиснення і стрибків 9 ущільнення, що генеруються носовою частиною 1, обтічними пілонами 3 і повітрозабірником 4, струмінь 7 палива деформується і інтенсивно перемішується з повітрям в каналі повітрозабірника 4. Ефективне перемішування забезпечує надходження практично гомогенної суміші струменя 7 палива з повітрям в камеру згоряння 5, де суміш згоряє у фронті 11 горіння.
Займання суміші і стабілізація горіння в камері згоряння 5 може здійснюватися різними способами. При найменших швидкостях польоту (М<6) и, соответственно, наименьших полных температурах топливовоздушной смеси воспламенение и стабилизацию горения осуществляют с помощью воспламенителей 10. При больших скоростях полета (М>6) і великих повних температурах може реалізовуватися самозаймання суміші при досягненні відповідних значень температур, наприклад Т> 1000К, і тисків, наприклад Р> 0,1 ата, в паливо-повітряної струмені. Відпрацьовані гази закінчуються з сопла 6, створюючи тягу літальному апарату.
Керуючи подачею палива з паливної форсунки 2, наприклад змінюючи температуру і тиск палива, можна здійснювати запуск повітрозабірника 4 і вихід на робочий режим. За рахунок хвиль 8 стиснення і стрибків 9 ущільнення, що генеруються струменем 7 палива, також можна регулювати повітрозабірник 4 без переміщення конструктивних його елементів, оптимально підлаштовуючи робочий процес двигуна. Причому система управління параметрами палива організована на базі бортової ЕОМ літального апарату.
Дослідження показали, що використання даного способу організації горіння при інтенсифікації змішування компонентів палива в камері згоряння експериментальної моделі гіперзвукового прямоточного повітряно-реактивного двигуна (ГПВРД) дозволило інтенсивно спалювати паливо при числах Маха, рівних М = 4-15, набігає на модель високоентальпійного повітря.
Таким чином, пропоноване технічне рішення дозволяє істотно поліпшити розпилювання палива і змішання його з повітрям, забезпечуючи тим самим високу повноту згоряння. Крім того, використання заявляється технічного рішення забезпечує:
- зменшення довжини камери згоряння за рахунок зменшення довжини зони змішання палива з повітрям;
- запуск і регулювання повітрозабірника за рахунок керування параметрами подається струменя, що дозволяє, відповідно, відмовитися від системи його механічного регулювання;
- зменшення ймовірності зриву прикордонного шару і підвищення стійкості надзвукового повітрозабірника при дроселюванні каналу;
- організацію теплової завіси для захисту поверхні гіперзвукового повітрозабірника від інтенсивних теплових потоків при великих числах Маха (М> 5).
Також перевагою заявляється гіперзвукового прямоточного повітряно-реактивного двигуна (ГПВРД) є скидання прикордонного шару, наросшего на носовій частині 1 двигуна в його тракт, що, як відомо, зменшує опір руху літального апарату, особливо при великих числах Маха польоту літального апарату.
1. Гіперзвуковий прямоточний повітряно-реактивний двигун (ГПВРД), що містить носову частину, повітрозабірник, паливну форсунку, камеру згоряння і сопло, що відрізняється тим, що паливна форсунка розташована в носовій частині двигуна перед повітрозабірником по його осі і з'єднана з повітрозабірником пілонами.
2. Двигун по п.1, що відрізняється тим, що відстань між паливної форсункою і повітрозабірником виражено співвідношенням
де L - відстань між паливної форсункою і повітрозабірником;
К - коефіцієнт подібності;
D - діаметр повітрозабірника.
3. Двигун по п.1, що відрізняється тим, що запуск і регулювання повітрозабірника здійснюють управлінням подачі палива з паливної форсунки за допомогою бортової ЕОМ.
4. Спосіб організації горіння в гіперзвуковому прямоточном повітряно-реактивному двигуні (ГПВРД), що полягає в подачі палива в камеру згоряння, що відрізняється тим, що подачу палива здійснюють перед повітрозабірником в зоні, утвореній між паливної форсункою, пілонами і повітрозабірником.