Способ стабилизации процесса горения в камере сгорания двигателя летательного аппарата
METHOD FOR STABILIZING THE COMBUSTION PROCESS IN THE COMBUSTION CHAMBER OF AN AIRCRAFT ENGINE

Изобретение относится к двигателестроению, а именно к способу стабилизации процесса горения в камере сгорания двигателя летательного аппарата и может быть использовано в современных воздушно-реактивных двигателях с высокоскоростным воздушным потоком для расширения диапазона устойчивой работы камеры сгорания, в том числе для улучшения высотного запуска двигателя.
Стабилизация горения углеводородного топлива в высокоскоростном воздушном потоке представляет собой сложную техническую проблему. Для ее решения предлагается использовать фиксированные вихревые зоны за уступами, стабилизаторами или в нишах, в которых циркулируют горячие продукты сгорания, воспламеняющие свежие порции топлива. Подобная организация процесса горения может быть устойчивой лишь при наличии тепловой связи между вихревой и основной зонами горения, которая обычно реализуется через приток в вихревую зону горячих продуктов сгорания с обратными токами. При сжигании углеводородного топлива в бедных смесях связь между вихревой и основной зонами может ослабевать, что ведет к срыву процесса горения. С целью поддержания работоспособности вихревой зоны предлагается подавать в нее специальное топливо подпитки, которое поддерживает требуемый уровень концентрации продуктов сгорания в отрывной зоне.
Известен способ стабилизации процесса горения в камере сгорания двигателя летательного аппарата заключающийся в создании в камере сгорания вихревых зон и подаче в вихревые зоны основного жидкого или газообразного топлива (RU 2119118, 1998 г.). В известном техническом решении в результате перемешивания топлива и воздуха образуется гемогенизированная горючая смесь, самовоспламеняющаяся при температуре воздушного потока выше температуры воспламенения. Недостатком известного технического решения является низкая надежность способа, обусловленная необходимостью использования принудительного поджига от электроискры, создаваемой от введения в вихревые зоны электродов в случае снижения температуры воздушного потока ниже температуры воспламенения топлива.
Известен способ стабилизации процесса горения в камере сгорания двигателя летательного аппарата, заключающийся в подаче основного жидкого углеводородного топлива и в предварительном создании вспомогательного углеводородного топлива, включающем его газификацию и подачу в вихревые зоны (RU 2529035, 2014 г.). В известном техническом решении вспомогательное топливо выполнено в виде смеси инертного газа с наночастицами алюминия. При этом выходящее из проточной камеры вспомогательное топливо барботируют под давлением через жидкое углеводородное топливо, в результате чего происходит внедрение частиц алюминия в жидкое топливо, а оставшийся инертный газ насыщается парами жидкого топлива.
Недостатком известного способа является отсутствие обратной связи между вихревыми зонами и основной зоной горения в камере сгорания, обусловленное значительной задержкой воспламенения крупных наночастиц алюминия, размер которых составляет более 25 нм, покрытых оболочкой из карбида бора, без предварительного их дробления. Недостатком известного способа также является необходимость добавления специальных стабилизаторов при длительном хранении наночастиц в жидком топливе для устранения их агломерации.
Наиболее близким по технической сущности и назначению к заявляемому изобретению является способ стабилизации процесса горения в камере сгорания двигателя летательного аппарата, заключающийся в создании в камере сгорания вихревых зон, подаче основного жидкого углеводородного топлива, в предварительном создании вспомогательного углеводородного топлива, включающем его газификацию и подачу в вихревые зоны (RU 2454607, 2012 г.). В известном техническом решении в вихревую зону подают вспомогательное топливо, представляющее собой газообразные продукты термохимической конверсии основного жидкого углеводородного топлива, получаемые на борту летательного аппарата при помощи автономного термохимического реактора, при этом тепловая связь носит конвективный и диффузионный характер. Известное техническое решение позволяет увеличить полноту сгорания топлива и тяговую отдачу летательного аппарата.
Существенным недостатком известного технического решения является зависимость тепловой связи от давления и плотности промежуточной газовой смеси между вихревой зоной и зоной основного горения, что снижает эффективность стабилизации процесса горения в камере сгорания. Кроме того, недостатком известного технического решения, также снижающим эффективность стабилизации процесса горения, является возможность обратных химических превращений в процессе термохимической конверсии основного жидкого углеводородного топлива в термохимическом реакторе на борту летательного аппарата.
Техническая проблема, решаемая заявляемым изобретением, заключается в расширении арсенала технических средств, а именно в создании способа стабилизации процесса горения в камере сгорания двигателя летательного аппарата, обеспечивающего повышение эффективности процесса.
Технический результат, достигаемый при реализации предлагаемого изобретения, заключается в создании способа стабилизации процесса горения в камере сгорания двигателя летательного аппарата, обеспечивающего усиление обратной связи между вихревыми зонами и основной зоной горения в камере сгорания.
Заявленный технический результат достигается за счет того, что при осуществлении способа стабилизации процесса горения в камере сгорания двигателя летательного аппарата, заключающегося в создании в камере сгорания вихревых зон, подаче основного жидкого углеводородного топлива и в предварительном создании вспомогательного топлива, включающем его газификацию и подачу в вихревые зоны, согласно предлагаемому техническому решению вспомогательное топливо используют в виде коллоидного раствора наночастиц алюминия определенного размера, концентрация которых обеспечивает агломерацию наночастиц алюминия и составляет не менее 2,5 масс. %, а газификацию вспомогательного топлива осуществляют в процессе его подачи в вихревые зоны камеры сгорания.
Существенность отличительных признаков технического решения подтверждается тем, что только совокупность всех признаков, описывающая предлагаемое техническое решение, позволяет обеспечить решение поставленной технической проблемы с достижением заявленного технического результата, заключающегося в реализации его назначения, т.е. в создании способа стабилизации процесса горения в камере сгорания двигателя летательного аппарата, обеспечивающего обратную связь между вихревыми зонами и основной зоной горения в камере сгорания за счет поглощения агломератами алюминия теплового излучения от продуктов сгорания в основной зоне горения камеры сгорания.
Настоящее изобретение поясняется следующим подробным описанием способа стабилизации процесса горения в камере сгорания двигателя летательного аппарата и ссылкой на иллюстрацию, где представлена схема реализации предлагаемого технического решения с обратной тепловой связью между вихревой и основной зонами горения.
На чертеже приняты следующие обозначения:
1 - камера сгорания;
2 - высокоскоростной поток воздуха;
3 - вихревая зона;
4 - поток основного жидкого углеводородного топлива;
5 - поток вспомогательного топлива
6 - поток лазерного излучения;
7 - импульсный лазер;
8 - кювета;
9 - поток теплового излучения продуктов сгорания.
Способ стабилизации процесса горения в камере сгорания двигателя летательного аппарата осуществляется, следующим образом.
-9
-9
В камере 1 сгорания под действием высокоскоростного потока 2 воздуха создают вихревые зоны 3 и подают поток 4 основного жидкого углеводородного топлива и поток 5 вспомогательного топлива. Вспомогательное топливо используют в виде коллоидного раствора наночастиц алюминия определенного размера, концентрация которых обеспечивает агломерацию наночастиц и составляет не менее 2,5 масс. % и которое создают предварительно. В частном случае вспомогательное топливо создают методом лазерной абляции. Потоком 6 лазерного излучения от импульсного лазера 7 воздействуют на подложку, выполненную в виде алюминиевой фольги (на чертеже не показана), и расположенной в кювете 8 с жидким топливом (на чертеже не показано). В процессе воздействия излучения обеспечивают передвижение фольги относительно потока 6 лазерного излучения импульсного лазера 7 со скоростью около 1 мм/сек. Жидкое топливо прокачивают через кювету 8 с необходимым расходом для создания заданной концентрации наночастиц алюминия. В этом случае за счет воздействия импульсного лазера 7 генерируются неоксидированные наночастицы алюминия радиусом от 10 × 10 до 200 × 10 м и обеспечивается равномерное распределение наночастиц в потоке жидкого топлива. Концентрация наночастиц алюминия не менее 2,5 масс. %, определяется из условия обеспечения агломерации наночастиц до момента воспламенения топлива, что достижимо, т.к. время агломерации обратно пропорционально концентрации частиц, а время воспламенения отдельных наночастиц от их концентрации не зависит. При этом размер наночастиц алюминия в коллоидном растворе вспомогательного топлива определяется из соотношения:
где:
m
2
a - температуропроводность твердого алюминия, м/сек;
τ - длительность лазерного импульса, сек;
σ - коэффициент поверхностного натяжения жидкого алюминия, Н/м;
3
ρ - плотность жидкого алюминия, кг/м;
с - скорость звука в жидком алюминии, м/сек.
-6
-6
2
3
2
2
2
2
Данное соотношение показывает, что длительность лазерного импульса влияет на размер частиц, получаемых при абляции. В случае деструкции основного жидкого углеводородного топлива, используемого для создания вспомогательного топлива (например, керосина), под действием лазерного излучения, изменяют параметры последнего (длину волны, длительность и энергию импульса), или воздействуют лазерным излучением с внешней стороны подложки (алюминиевой фольги), таким образом, чтобы внесение наночастиц алюминия в жидкое топливо происходило со стороны, где нет воздействия излучения. Кроме того, возможно реализовать процесс абляции в потоке более стойкой к излучению жидкости (например, в изопропаноле). В процессе подачи в камеру 1 сгорания через соответствующие форсунки (на чертеже не показаны) потока 4 основного жидкого углеводородного топлива и потока 5 вспомогательного топлива (коллоидного раствора наночастиц алюминия) происходит газификация потоков 4 и 5, смешение испаряющихся капель вспомогательного топлива с парами основного топлива, и, при концентрации продуктов абляции (наночастиц алюминия в жидком топливе) не менее 2,5 масс. %, образование агломератов наночастиц алюминия радиусом от 1,0 × 10 до 10 × 1,0 м за счет слипания отдельных наночастиц. Агломераты наночастиц алюминия подаются в вихревые зоны 3 и поглощают поток 9 теплового излучения продуктов сгорания. При поглощении теплового излучения агломератами алюминия происходит передача тепла от агломератов газовой смеси в вихревой зоне и ее воспламенение. Кроме того, нестойкость агломератов наночастиц алюминия делает возможным их распад на отдельные наночастицы в процессе переизлучения теплового излучения и позволяет использовать наночастицы алюминия для получения дополнительного энергетического эффекта от их сжигания с образованием оксида алюминия AlO. В результате агломераты наночастиц алюминия, поглощающие тепловое излучение от продуктов сгорания и являются промежуточным теплоносителем, обеспечивающим организацию обратной связи, которая обладает большим коэффициентом усиления на основе аномального поглощения теплового излучения. Основными компонентами продуктов сгорания являются молекулы СО и НО основного жидкого углеводородного топлива, которые при высоких температурах, присущих продуктам сгорания, являются источниками теплового излучения. При типичных температурах в камерах сгорания высокоскоростных двигателей (2500-2700 К) максимум теплового излучения приходится на длину волны ~1 мкм, что соответствует излучению ближнего инфракрасного диапазона. Суммарная концентрация молекул СО и НО в продуктах сгорания может достигать 30%, за счет чего возникает дополнительный канал теплопередачи от основной зоны горения к вихревой зоне. Необходимо отметить, что крупные сплошные алюминиевые частицы не могут заменить агломераты наночастиц такого же размера, так как частота резонанса в первом случае в разы меньше, чем во втором. Все процессы происходят на характерных временах пребывания топливной смеси в вихревых зонах (около 0,1 сек).
Таким образом, использование вспомогательного топлива в виде коллоидного раствора наночастиц алюминия определенного размера, концентрация которых обеспечивает агломерацию наночастиц алюминия и составляет не менее 2,5 масс. %, и осуществление газификации вспомогательного топлива в процессе его подачи в вихревые зоны камеры сгорания обеспечивает достижение технического результата создания способа стабилизации процесса горения в камере сгорания двигателя летательного аппарата, обеспечивающего обратную связь между вихревыми зонами и основной зоной горения в камере сгорания за счет поглощения агломератами алюминия теплового излучения от продуктов сгорания в основной зоне горения камеры сгорания.