ТОПЛИВО ДЛЯ ГИПЕРЗВУКОВОГО ПРЯМОТОЧНОГО ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ
SUPERSONIC COMBUSTION RAMJET FUEL

Настоящее изобретение относится к топливам для прямоточных воздушно-реактивных двигателей, в частности к составам на основе борорганических соединений, обладающих высокой удельной теплотой сгорания, в составе которых содержатся добавки.
2
10
12
Известно, что в качестве горючего для ГПВРД были предложены сжиженные водород и метан [2, 3], а также углеводородные горючие марок JP-7, JP-10 [2, 3, 4]. Известны жидкие борсодержащие горючие, представляющие собой смеси изопропилметакарборана с углеводородами: толуол, циклин, квадран, нафтил, алкилпроизводные бензола, а также топливами Т-6, RJ-5 и некоторыми другими [5]. Известны композиции твердого горючего, содержащие в своем составе карборан (CBH) и его производные в количестве 4-15 мас.% [6].
Наиболее близким аналогом заявляемого технического решения является топливо для импульсного детонационного двигателя, состоящее из горючего Т-10 и 0,7-1% трет-бутилгидропероксида [7]. Имея существенные преимущества перед предшествовавшими аналогами, указанное техническое решение предназначено для двигателей, рабочим процессом в которых является детонация. Организация процесса сверхзвукового горения топлива имеет существенную особенность: для достижения устойчивости горения топлива в камере сгорания ГПВРД необходимо, чтобы воспламенение топливно-воздушной смеси происходило за время 1-2 мс [2]. При скорости воздушного потока в камере сгорания около 1,5 М и длине камеры сгорания около 2 м добиться этого крайне сложно ввиду продолжительного периода задержки воспламенения смеси.
Технической задачей настоящего изобретения является создание топлива для гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя с повышенной энергоемкостью, с улучшенными условиями его сжигания в камере сгорания за счет введения в состав добавки - трет-бутилгидропероксида, сокращающей период задержки воспламенения топливно-воздушной смеси, с получением состава, мас.%:
1,7 - диметилдикарба-клозо-октокарборан
70
горючее Т-10
29-29,5
трет-бутилгидропероксид
0,5-1
Проблематичность применения жидких углеводородных горючих и смесей на их основе для ГПВРД обусловлена несколькими причинами. Одна из них связана с трудностями организации устойчивого процесса горения и эффективного сжигания топлива во всем диапазоне характеристик ГПВРД. Традиционные способы стабилизации пламени не всегда эффективны из-за высокого уровня скоростей потока в камере сгорания (до 1,5 М) и больших потерь импульса [2]. Трудность организации рабочего процесса в двигателе также связана с относительно небольшой длинной камеры сгорания (≈2 м), что накладывает существенные ограничения на продолжительность периода задержки воспламенения компонентов используемой смеси, он может быть значительно сокращен за счет использования соответствующих активирующих добавок.
Активирующий эффект трет-бутилгидропероксида обусловлен заменой первичного разложения углеводорода топлива более энергетически выгодной реакцией разложения добавки. По литературным данным [8] разложение пероксидов происходит с энергией активации 0,15 … 0,19МДж/моль вместо 0,37 … 0,49 МДж/моль в случае топлива без добавок. Кроме того, наряду с первичным разложением углеводородов возможна замена углеводородных радикалов атомами кислорода, которые служат центрами высокотемпературного воспламенения.
Эффективность применения топлива с присадкой трет-бутилгидропероксидом в гиперзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе станет очевидна из следующего примера.
ПРИМЕР
На малоразмерной однокамерной установке, моделирующей камеру сгорания ГПВРД, определяли пределы устойчивого горения смеси заявленного в изобретении состава по методике, описанной в [9]:
1,7 - диметилдикарба-клозо-октокарборан
70
горючее Т-10
29-29,5
трет-бутилгидропероксид
0,5-1
B
B
При испытании на данной установке смеси 1,7 - диметилдикарба-клозо-октокарборан (70%) и Т-10 (30%) без добавки трет-бутилгидропероксида срыв пламени наблюдался при G=8,2-8,5 л/мин. При использовании добавки 0,5-1% трет-бутилгидропероксида срыв пламени наблюдался при G=8,9-9,2 л/мин. Таким образом, при использовании добавки 0,5-1% ТБГП пределы устойчивого горения горючего Т-10 расширяются до значения расхода 0,4-1 л/мин (на 10-25%).
Данную топливную композицию предполагается использовать в гиперзвуковых прямоточных воздушно-реактивных двигателях авиационной и ракетно-космической техники.
Представленная топливная композиция решает проблему сокращения периода задержки воспламенения топливно-воздушной смеси в камере сгорания гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя при использовании в них углеводородных топлив и смесей на их основе.
Источники информации:
1. Р. Граймс. Карбораны: Монография. - М.: Издательство «МИР», 1974.
2. Артемов О.А. Прямоточные воздушно-реактивные двигатели (расчет характеристик): Монография. - М.: Компания «Спутник», 2006.
3. Tom Anderlis. The way to hyper plane // The Industrial Physicist American Institute of Physics, Дин Андреадис, March 2005.
4. Петрухин Н.В, Сергеев С.М, Прокопенко О.А. Требования к горючим для гиперзвуковых двигателей ракетно-космической техники // Сборник научных трудов ФГУП «НПО им. С.А. Лавочкина» по актуальным вопросам проектирования космических систем и комплексов, - М.: ФГУП НПО им С.А. Лавочкина, 2011.
5. Бакулин В.Н, Дубовкин Н.Ф, Котов В.Н, Сорокин В.А, Францкевич В.П, Яновский Л.С. Энергоемкие горючие для авиационных и ракетных двигателей / Под ред. Л.С Яновского. - М.: ФИЗМАТЛИТ, 2009.
6. Патент России №2288207.
7. Патент России №2484123.
8. Соколик А.С. «Самовоспламенение, пламя и детонация в газах», М.: АН СССР, 1960.
9. Братков А.А, Серегин Е.П, Горенков А.Ф., Чирков A.M., Ильинский А.А, Зрелов В.Н. Химмотология ракетных и реактивных топлив. - М.: Химия, 1987.