ДЕТОНАЦИОННЫЙ ПУЛЬСИРУЮЩИЙ РАКЕТНО-ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ (ДПуРВРД) И СПОСОБ ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ ДПуРВРД (ВАРИАНТЫ)
DETONATION PULSATING ROCKET-AIR-JET ENGINE (DPRAJE) AND THE METHOD FOR FUNCTIONING OF THE DPRAJE (OPTIONS)

Заявленное изобретение относится к области комбинированных перестраиваемых ракетно-воздушно-реактивных двигателей пульсирующего детонационного горения, эффективно работающих в широком диапазоне - от нуля до сверхзвуковых в несколько Махов и далее до около космических скоростей, которые могут использоваться для дальне-магистральной, суборбитальной и/или космической транспортных систем.
2 н.п.и 1 з.п. ф-лы, 3 ил.
Из существующего уровня техники известен ракетно-прямоточный двигатель (РПД) - комбинированный двигатель, сочетающий принципы работы ракетного двигателя (жидкостного ракетного двигателя, ракетного двигателя твердого топлива) и прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Эффект эжекции и дожигания топлива в тракте прямоточного воздушно-реактивного двигателя повышает экономичность (удельный импульс) РПД в несколько раз по сравнению с ракетными двигателями. Однако, как общий недостаток, по этому показателю РПД уступает обычному прямоточному воздушно-реактивному двигателю. Другие недостатки РПД: отсутствие возможности использования высокоэффективного детонационного горения, как известно, при взрывном (детонационном) сгорании фронт горения имеет скорость - около 2000 м/сек, по сравнению с дефлаграционным горением, при котором фронт горения имеет скорость - около 20-40 м/сек, а также отсутствие возможности эффективно работать в широком диапазоне - от нулевых до сверхзвуковых и космических скоростей летательных аппаратов.
Наиболее близким по технической сущности к заявленному техническому решению является патент на изобретение RU 2704503 от 28.01.2019 (автор Криштоп Анатолий Михайлович) и поэтому принятым за прототип, в котором описан «Трансформируемый ракетно-воздушно-реактивный двигатель детонационного горения (ТРВРДДГ)», включающий в себя трансформируемое устройство формирования газогенераторной топливо-окислительной смеси, содержащее осесимметричный регулируемый воздухозаборник - смеситель - газогенератор, центральное тело которого, неизменяемой формы, имеет возможность перемещения вдоль оси для изменения режимов работы от полного закрытия доступа атмосферного воздуха на входе до частичного или полного открытия доступа атмосферного воздуха на входе, а также, содержащее систему подачи, как минимум, одного вида топлива, и систему подачи, как минимум, одного вида окислителя, а также, содержащее воздушный компрессор с приводом от теплового двигателя с воздушным ресивером и системой подачи сжатого атмосферного воздуха в осесимметричный регулируемый воздухозаборник - смеситель - газогенератор, а также включает в себя маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения, содержащее форкамеру предварительно сжатой газогенераторной топливо-окислительной смеси и систему детонационного горения, состоящую из динамичной камеры газогенерации, керамической камеры сгорания, с, как минимум, двумя отдельными устройствами запуска процесса детонационного горения и двумя отдельными устройствами подачи окислителя, работающими от системы подачи, как минимум, одного вида окислителя, выходного сопла и маятникового керамического шибера, расположенного внутри системы детонационного горения, ось которого имеет возможность фиксации его в среднем положении, для разделения системы детонационного горения в продольном сечении на две равные симметричные незапертые области в нерабочем режиме, и возможность ограниченных поворотов в крайние положения керамического шибера в рабочем режиме, для разделения системы детонационного горения в продольном сечении на две поочередно динамично запираемые в противофазе области системы детонационного горения, одна из которых открыта со стороны подачи газогенераторной топливо-окислительной смеси и заперта в сторону выходного сопла, а другая в противофазе, заперта со стороны подачи газогенераторной топливо-окислительной смеси и открыта в сторону выходного сопла, а также включает в себя как минимум одно стартерное устройство, которое имеет возможность ограниченно поворачивать ось маятникового керамического шибера в его крайние положения, а также фиксировать ось маятникового керамического шибера в его среднем положении. Недостатки прототипа: наличие в составе ТРВРДДГ дополнительного теплового двигателя привода воздушного компрессора, а также низкая общая эффективность ТРВРДДГ при использовании дополнительного теплового двигателя привода воздушного компрессора, работающего при малоэффективном дефлаграционном горении топливно-воздушных смесей в соответствии с Л[1,2].
Из уровня техники также известно, что детонационное горение возникает и при объемном взрыве, представляющем собой неконтролируемое выделение большого запаса энергии газовой или аэрозольной смеси горючих веществ и окислителя, заполняющих ограниченное пространство, при определенном соотношении горючего и окислителя и наличия инициирующего импульса, и, например, для смеси природного газа с воздухом в пределах доли природного газа 3,80-17,0% создаются условия для образования объемного взрыва в соответствии с Л[6-9]. Известно также, что в настоящее время исследуются конструкции детонационного пульсирующего воздушно-реактивного двигателя, использующего детонационное горение в соответствии с Л[4,5].
Однако в настоящее время из уровня техники не известен ракетно-воздушно-реактивный двигатель пульсирующего детонационного горения, работающий при детонационном горении, имеющем место при объемном взрыве топливно-окислительных смесей.
Таким образом, остается актуальной задача создания ракетно-воздушно-реактивного двигателя пульсирующего детонационного горения, работающего при детонационном горении, имеющем место при объемном взрыве топливно-окислительных смесей.
Задачей достижения технического результата, на который направлено заявленное изобретение, является создание ракетно-воздушно-реактивного двигателя пульсирующего детонационного горения, работающего при детонационном горении, имеющем место при объемном взрыве топливно-окислительных смесей.
Указанная задача (достижение технического результата) решается тем, что предложен Детонационный пульсирующий ракетно-воздушно-реактивный двигатель, по пункту 1 формулы изобретения.
Указанная задача (достижение технического результата) решается также тем, что предложен Детонационный пульсирующий ракетно-воздушно-реактивный двигатель, по пункту 2 формулы изобретения.
Технический результат достигается также в способе функционирования Детонационного пульсирующего ракетно-воздушно-реактивного двигателя (далее - ДПуРВРД), по пункту 3 формулы изобретения.
Сущность изобретения поясняется чертежами Фиг. 1, Фиг. 2 и Фиг. 3.
На чертеже Фиг. 1 представлена функциональная схема Детонационного пульсирующего реактивного двигателя (далее - ДПуРД в составе ДПуРВРД) на эскизе Фиг. 1 (1-1) в режиме впуска сжатого воздуха через систему шиберного устройства впуска - выпуска 21 с формированием топливовоздушной смеси в детонационной камере объемного взрыва 9, где: 1 - направление потока сжатого воздуха со стороны воздушного компрессора 26 Фиг. 3 в сторону системы шиберного устройства впуска - выпуска 21, содержащую, например, осесимметричный регулируемый воздухозаборник 18, центральное тело 31 которого, изменяемой формы, имеет возможность перемещения вдоль оси для изменения режимов работы от полного закрытия доступа атмосферного воздуха на входе в положении на эскизе Фиг. 1 (1-2) до частичного или полного открытия доступа атмосферного воздуха на входе в положении на эскизе Фиг. 1 (1-1) с устройством 22 для принудительного закрытия окна впуска сжатого потока воздуха со стороны воздушного компрессора, 2 - трубопровод, 3 - переключающий двухлепестковый шибер в положении открытого впускного окна 19 и закрытого выпускного окна 20, 4 - торсион с регулируемым начальным моментом закручивания, 5 - свеча зажигания и/или детонационная трубка системы зажигания, 6 - датчик массового расхода входящего воздуха, 7 - топливная форсунка системы подачи топлива, 8 - направление перемешивания топливовоздушной смеси, 9 - детонационная камера объемного взрыва, 10 - основное выходное реактивное сопло, 11 - торсион с регулируемым начальным моментом закручивания, 12 - верхний однолепестковый шибер в положении закрытого выхода основного выходного реактивного сопла 10, 13 - нижний однолепестковый шибер в положении закрытого выхода основного выходного реактивного сопла 10, 14 - торсион с регулируемым начальным моментом закручивания, 33 - форсунка системы подачи окислителя, блок управления (чертеже Фиг. 1 не показан).
На чертеже Фиг. 2 представлена функциональная схема ДПуРД в составе ДПуРВРД на эскизе Фиг. 2 (2-1) в момент инициирующего импульса объемного взрыва 17 и в режиме выпуска выхода основного потока выхлопных газов объемного взрыва из детонационной камеры объемного взрыва 9 в направлении 16, где: под действием ударной детонационной волны в открытом положении верхний однолепестковый шибер 12 и нижний однолепестковый шибер 13, и переключающий двухлепестковый шибер 3 в положении закрытого впускного окна 19 воздухозаборника 18 и открытого выпускного окна 20, в функции отвода дополнительной части выхлопных газов объемного взрыва из детонационной камеры объемного взрыва в направлении 15 в сторону входа газовой турбины 28 ДПуРВРД Фиг. 3, направление 16 основной части выхлопных газов объемного взрыва из детонационной камеры объемного взрыва каждого ДПуРД в составе ДПуРВРД, а также на эскизе Фиг. 2 (2-2) для варианта исполнения основного выходного реактивного сопла 10 ДПуРД, содержащего МГД генератор 32, блок управления (чертеже Фиг. 2 не показан).
На чертеже Фиг. 3 представлена функциональная схема ДПуРВРД в составе которого, например, два ДПуРД, где в одном корпусе 27 расположены, например осесимметричный, воздухозаборник 24 с центральным телом 25 с регулируемыми размерами и изменяемой формой, позволяющими обеспечивать наибольшее использование дозвукового и сверхзвукового скоростного направления напора воздуха 23 с минимальными потерями, воздушный компрессор 26, создающий напор воздуха на входе систем шиберного устройства впуска - выпуска 21 с трубопроводом 2 каждого из ДПуРД, детонационная камера объемного взрыва 9 с основным выходным реактивным соплом 10 в открытом положении верхнего однолепесткового шибера 12 и нижнего однолепесткового шибера 13 на направление 16 основной части выхлопных газов объемного взрыва из детонационной камеры объемного взрыва каждого из ДПуРД, газовая турбина 28 привода воздушного компрессора 26, выходное реактивное сопло 29 с регулируемыми размерами и формой, позволяющими эффективно работать на дозвуковых и сверхзвуковых скоростях, например без форсажной камеры ДПуРВРД, с направлением реактивной тяги 30, сформированной на выходе газовой турбины 28 суммой всех дополнительных частей выхлопных газов объемного взрыва из детонационной камеры объемного взрыва через системы шиберного устройства впуска - выпуска 21 двух ДПуРД, блок управления (на эскизе не показан).
На всех чертежах Фиг. 1, Фиг. 2 и Фиг. 3 вариант исполнения каждого ДПуРД в составе ДПуРВРД с предпочтительной формой детонационной камеры объемного взрыва 9 в виде эллипсоида, а трубопровод 2 и основное выходное реактивное сопло 10 выполнены в виде предпочтительной коробчатой формы прямоугольного сечения. Устройство 22 для принудительного закрытия впускного окна 19 переключающим двухлепестковым шибером 3, выполнено, например, в виде электромагнита с подвижным сердечником с регулируемой длиной хода штока, достаточной для принудительного поворота переключающего двухлепесткового шибера 3 в положение закрытия впускного окна 19 и отрытого выпускного окна 20 на Фиг. 2. Регулируемый начальный момент закручивания торсиона 4 и торсионов 11, 14 настроен на величину, обеспечивающую положение всех шиберов 3, 12 и 13, закрепленных на торсионах согласно Фиг. 1 без действия детонационной волны, но достаточную для изменения положения всех шиберов 3, 12 и 13 согласно Фиг. 2 под действием детонационной волны выхлопных газов объемного взрыва топливовоздушной смеси в детонационной камере объемного взрыва 9. Для обеспечения оптимального температурного режима работы ДПуРД в составе ДПуРВРД могут использоваться любые известные системы охлаждения двигателей, например естественное воздушное охлаждение.
Работа ДПуРВРД, в составе которого два ДПуРД описанных по чертежам Фиг. 1, Фиг. 2 и Фиг. 3 осуществляется следующим образом.
В исходном положении ДПуРВРД для запуска в работу в режимной функции атмосферного воздушно-реактивного двигателя, воздухозаборник 24 с центральным телом 25 с регулируемыми размерами и изменяемой формой, в положении позволяющем обеспечивать наибольшее использование дозвукового скоростного направления напора воздуха 23, а в каждом ДПуРД устройство 22 для принудительного закрытия впускного окна 19, а также системы подачи топлива, окислителя и зажигания отключены, а переключающий двухлепестковый шибер 3 в положении открытого впускного окна 19 и закрытого выпускного окна 20, под действием торсиона 4 с регулируемым начальным моментом закручивания. Для запуска в работу ДПуРВРД раскручивают стартером (на эскизе не показан) воздушный компрессор 27 и включают устройство 22 для принудительного закрытия окна впуска 19 сжатого потока воздуха со стороны воздушного компрессора 27 для создания за счет эжекции начального разрежении в детонационной камере объемного взрыва 9 при принудительно закрытом окне впуска 19 и открытом окне выпуска 20 системы шиберного устройства впуска - выпуска 21 каждого ДПуРД при работе воздушного компрессора 27 ДПуРВРД, создающего скоростной напор воздуха в сторону выходного реактивного сопла 29 ДПуРВРД, перед запуском в работу двух ДПуРД. Величина определенного разряжения, формирует соответствующий сигнал датчика массового расхода входящего воздуха 6 и блок управления выключает устройство 22 для принудительного закрытия окна впуска 19. Соответственно открывается впускное окно 19 с закрытием выпускного окна 20 при изменении положения переключающего двухлепесткового шибера 3 в положение Фиг. 1 под действием торсиона 4 и скоростной напор воздуха поступает по трубопроводу 2 в детонационную камеру объемного взрыва 9. По соответствующему сигналу датчика массового расхода входящего воздуха 6 блок управления включает подачу топлива через топливную форсунку 7 системы подачи топлива в детонационную камеру объемного взрыва 9 при закрытом положении верхнего однолепесткового шибера 12 и нижнего однолепесткового шибера 13 каждого ДПуРД. Таким образом, блок управления формирует качественный состав топливовоздушной смеси в детонационной камере объемного взрыва 9 каждого ДПуРД, соответствующий условиям образования объемного взрыва - например, для топлива природный газ это соотношение смеси природного газа с воздухом в пределах доли природного газа 3,80 - 17,0%, а для других составов топливно-окислительных смесей, например, в соответствии со Справочником химика 21. Далее блок управления подает инициирующий импульс 17 от свечи зажигания и/или детонационной трубки 5 системы зажигания Фиг. 2, формируя, таким образом, объемный взрыв топливовоздушной смеси в детонационной камере объемного взрыва 9 каждого ДПуРД. Под действием детонационной волны открываются одновременно верхний однолепестковый шибер 12 и нижний однолепестковый шибер 13, а также изменяет свое положение переключающий двухлепестковый шибер 3 в положение закрытого впускного окна 19 нерегулируемого дозвукового воздухозаборника 18 и открытого выпускного окна 20, обеспечивая, таким образом, комплексную пульсирующую реактивную тягу каждого ДПуРД за счет выхода выхлопных газов детонационного горения объемного взрыва из детонационной камеры объемного взрыва в направлении 15 и в направлении 16 Фиг. 2. При этом, реактивная тяга в направлении 15 из системы шиберного устройства впуска - выпуска 21, каждого ДПуРД, направлена на вход газовой турбины 28 и обеспечивает полноценную работу газовой турбины 28 привода воздушного компрессора 26 ДПуРВРД, также формируя общее направление реактивной тяги 30 ДПуРВРД, сформированной на выходе газовой турбины 28 суммой всех дополнительных частей выхлопных газов объемного взрыва из детонационной камеры объемного взрыва через системы шиберного устройства впуска - выпуска 21 всех ДПуРД. Далее в пульсирующем цикле работы после выхода выхлопных газов объемного взрыва из детонационной камеры объемного взрыва и создания разрежения под действием эжекции от потока воздуха после воздушного компрессора 26 и под действием торсиона 4 с регулируемым начальным моментом закручивания изменяет свое положение переключающий двухлепестковый шибер 3 в положение открытого впускного окна 19 нерегулируемого дозвукового воздухозаборника 18 и закрытого выпускного окна 20 Фиг. 1 и возвращаются в закрытое положение верхний однолепестковый шибер 12 и нижний однолепестковый шибер 13 под действием торсиона 11 и торсиона 14 с регулируемым начальным моментом закручивания Фиг. 1. И затем вышеописанный пульсирующий цикл работы двух ДПуРД в составе ДПуРВРД повторяется, а частота пульсаций зависит от размеров детонационной камеры объемного взрыва каждого ДПуРД. Что дает возможность создавать общий приятный звук работы для вариантов исполнения ДПуРВРД, например, со звуком трехзвучного аккорда при использовании трех разных пар ДПуРД с определенными размерами или септаккорда при использовании четырех разных пар ДПуРД с определенными размерами при звуке общей комплексной реактивной тяги от реактивной тяги 30, сформированной на выходе газовой турбины 28 суммой всех дополнительных частей выхлопных газов объемного взрыва из детонационной камеры объемного взрыва через системы шиберного устройства впуска - выпуска 21 всех ДПуРД и направлением 16 реактивной тяги основной части выхлопных газов объемного взрыва из детонационной камеры объемного взрыва из основного выходного реактивного сопла 10 всех ДПуРД. При достижении сверхзвуковых скоростей воздухозаборник 24 с центральным телом 25 ДПуРВРД с регулируемыми размерами и изменяемой формой, переводятся в положение позволяющее обеспечивать наибольшее использование сверхзвукового скоростного направления напора воздуха 23. Алгоритм работы других вариантов исполнения состава и элементов ДПуРВРД аналогичен вышеописанному.
Как известно, в соответствии с Л[10], весовое содержание кислорода в воздухе прямо пропорционально атмосферному давлению за вычетом парциального давления водяного пара и обратно пропорционально температуре воздуха (т.к. с ростом температуры падает плотность воздуха)
О2(г/м3)=83*(Р-е)/Т
где P и е в гПа, T в °К. Для -30° и 1050 гПа получаем 358 г/м3, для 0° и 1000 гПа 304 г/м3, для +30, 990 гПа, вл. 10% (е=4.2 гПа) 270 г/м3, для +30, 990 гПа, вл. 60% (е=25.2 гПа) 264 г/м3
Рассчитан вертикальный градиент парциальной плотности кислорода в воздухе, равный 3,3 г/м3 на 100 метров и отсюда следует, что при полетах на высоте более 30 км уменьшение парциальной плотности кислорода в воздухе составит 900-990 г/м3 и соответственно такая расчетная программа может быть заложена в блок управления ДПуРВРД для дополнительной подачи окислителя через форсунку 33 системы подачи окислителя в детонационную камеру объемного взрыва 9 и таким образом, блок управления будет обеспечивать качественный состав топливо-воздушно-окислительной смеси в детонационной камере объемного взрыва 9 каждого ДПуРД, соответствующий условиям образования объемного взрыва детонационного горения при полетах на больших высотах в атмосфере.
При полетах в безвоздушном космическом пространстве в режимной функции ДПуРВРД, как пульсирующего ракетного двигателя, блок управления переводит во всех воздухозаборниках ДПуРД и ДПуРВРД, каждое центральное тело в положение полного закрытия доступа атмосферного воздуха эскиз Фиг. 1 (1-2) и путем периодической подачи топлива через топливную форсунку системы подачи топлива и форсунку системы подачи окислителя, в момент закрытия окна выпуска системы шиберного устройства впуска - выпуска и закрытия основных выходных реактивных сопел двумя однолепестковыми шиберами всех ДПуРД, создают строго дозированную топливоокислительную смесь в детонационной камере объемного взрыва ДПуРВРД, состав которой строго соответствует условиям возникновения объемного взрыва, в замкнутом объеме при наличии инициирующего импульса, продукты детонационного горения топливоокислительной смеси которого обеспечивают пульсирующую работу ДПуРВРД с созданием периодической основной реактивной тяги через основное выходное реактивное сопло каждого ДПуРД, а также общую дополнительную реактивную тягу всех ДПуРД через системы шиберного устройства впуска - выпуска всех, продукты детонационного горения топливоокислительной смеси выходят через выходное реактивное сопло с регулируемыми размерами и формой ДПуРВРД и комплексная реактивная тяга которых обеспечивает эффективную работу ДПуРВРД в режимной функции пульсирующего ракетного двигателя при полетах в безвоздушном космическом пространстве.
Алгоритм работы других вариантов исполнения состава и элементов ДПуРВРД аналогичен вышеописанному. А вариант исполнения ДПуРВРД, содержащего МГД генератор в конструкции основного выходного реактивного сопла ДПуРД может использоваться как источник электроэнергии при полетах в безвоздушном космическом пространстве.
Таким образом, изобретение охватывает несколько десятков возможных вариантов исполнения, которые могут быть универсально использованы в различных конструкциях ДПуРВРД для летательных аппаратов, например, дальне-магистральной, суборбитальной и/или космической транспортных систем.
Благодаря вышеперечисленному в изобретении достигается технический результат, заключающийся в создании Детонационного пульсирующего ракетно-воздушно-реактивного двигателя, работающего при детонационном горении, имеющем место при объемном взрыве топливно-окислительных смесей.
Список литературы
1. Кулагин В.В. Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок. Изд. 2-е. М. Машиностроение. 2003.
2. Скубачевский Г.С., Авиационные газотурбинные двигатели. Конструкция и расчет деталей, 2 изд., М., 1965; «Авиация и космонавтика», 1963, №3, с. 6-13; 1966, №2, с. 60-64; 1967, №7, с. 57-61.
3. Елисеев, Ю.С. Исследование возможности увеличения тяги двухконтурного турбореактивного двигателя с помощью выносных пульсирующих детонационных форсажных камер / Ю.С. Елисеев, Ю.Н. Нечаев, В.А. Левик [и др.] // Двигатели 21 века: тез. докладов. М.: ЦИ-АМ, 2000. - С. 16-17.
4. Елизаров, В.А. Некоторые аспекты стендовой отработки пульсирующего детонационного двигателя, работающего на керосиново-воздушном топливе / В.А. Елизаров [и др.] // Сб. научных докладов РАН. М.: ИМАШ, РАН, 2002 - С. 338-343.
5. Елистратов Нечаев, Ю.Н. Новый тип двигателя с периодическим сгоранием топлива -пульсирующий детонационный двигатель / Ю.Н. Нечаев // Вестн. академии наук авиации и космонавтики. - №2. - 2002. - С. 28-32.
6. Курант, Г. Сверхзвуковое течение и ударные волны / Г. Курант, К. Фридрихс. - М.; ИИЛ, 1950. - С. 426.
7. А.А. Васильев. Особенности применения детонации в двигательных установках, с. 129, 141-145.
8. 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).
9. Инициирование газовой детонации электрическими разрядами / Импульсные Детонационные Двигатели. Под редакцией д.ф.м.н. С.М. Фролова. ТОРУС-ПРЕСС, 2006, М., с. 235-254.
10. Климат и здоровье человека // Труды международного симпозиума ВМО/ВОЗ/ЮНЕП СССР, Ленинград, 22-26 сентября 1986 г. Том 2. Л.: Гидрометеоиздат, 1988 г.
11. Патент на изобретение RU 2704503 от 28.01.2019.