СПОСОБ ОРГАНИЗАЦИИ ДЕТОНАЦИОННОГО РЕЖИМА ГОРЕНИЯ В КАМЕРЕ СГОРАНИЯ ГИПЕРЗВУКОВОГО ПРЯМОТОЧНОГО ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ
SETTING OF DETONATION COMBUSTION IN COMBUSTION CHAMBER OF HYPERSONIC RAMJET

Изобретение относится к авиационному двигателестроению, а именно к гиперзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателям (ГПВРД), и может быть использовано в силовых установках гиперзвуковых летательных аппаратов, использующих кислород воздуха в качестве окислителя.
Организация детонационного режима горения топлива в ГПВРД направлена на существенное увеличение скорости горения топлива, что позволяет улучшить полноту его сгорания, топливную эффективность и массогабаритные характеристики двигателя.
Известен способ организации детонационного режима горения в камере сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя (патент RU №2101536, МПК F02К 7/10, 1998), включающий сжатие воздуха в системе внешних и внутренних скачков уплотнения, возникающих на фиксированных и регулируемых элементах фюзеляжа и силовой установки, подачу топлива за внешней системой скачков перед камерой сгорания, формирование на ее входе детонационной волны, детонационное горение топливовоздушной газовой смеси и последующее расширение продуктов горения в сопле.
Недостатком известного способа организации детонационного режима горения в камере сгорания двигателя является достаточно протяженная камера сгорания.
Наиболее близким из известных технических решений к предлагаемому способу организации детонационного режима горения в камере сгорания гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя является принятый за прототип способ организации детонационного режима горения в камере сгорания сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя (патент RU №2285143, МПК F02К 7/10, 2006), включающий сжатие воздуха в системе внешних и внутренних скачков уплотнения, возникающих на фиксированных и регулируемых элементах фюзеляжа и силовой установки, подачу топлива за внешней системой скачков перед камерой сгорания, формирование на ее входе детонационной волны, детонационное горение топливовоздушной смеси в камере сгорания, регулирование положения детонационной волны в камере сгорания в зависимости от числа Маха потока на входе в камеру сгорания посредством изменения геометрических параметров камеры сгорания и химического состава поступающей топливовоздушной смеси и последующее расширение продуктов горения в сопле.
Недостатком известного технического решения является отсутствие эффективной подготовки топливовоздушной смеси.
Задачей заявленного изобретения является повышение эффективности смешения топлива с потоком воздуха и образования топливовоздушной смеси.
Технический результат, получаемый при осуществлении изобретения, заключается в улучшении полноты сгорания топлива и повышении топливной эффективности двигателя.
Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что в способе организации детонационного режима горения в камере сгорания гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя, включающем сжатие воздуха в системе внешних и внутренних скачков уплотнения, возникающих на фиксированных и регулируемых элементах фюзеляжа и силовой установки, подачу топлива за внешней системой скачков перед камерой сгорания, формирование на ее входе детонационной волны, детонационное горение топливовоздушной смеси в камере сгорания, регулирование положения детонационной волны в камере сгорания в зависимости от числа Маха потока на входе в камеру сгорания посредством изменения геометрических параметров камеры сгорания и химического состава поступающей топливовоздушной смеси и последующее расширение продуктов горения в сопле, топливовоздушную смесь создают на основе нанодисперсного топлива, содержащего углеродные нанотрубки с капсулированным в них водородом, которое вводят перед камерой сгорания через отверстия игольчатой топливной форсунки навстречу набегающему потоку и генерируют в зоне горения пульсирующее электрическое поле напряженностью более 20 В/см.
На фигуре 1 показана схема камеры сгорания двигателя, интегрированного с фюзеляжем летательного аппарата, реализующая предложенный способ организации детонационного режима горения в камере сгорания ГПВРД. Здесь камера сгорания 1 имеет на входе воздухозаборник смешанного сжатия 2 и на выходе регулируемое сопло 3. Воздухозаборник 2 образован фиксированной поверхностью 4 фюзеляжа 5 и регулируемой поверхностью 6. Сечение проточной части камеры сгорания 1 и ее конфигурацию регулируют подвижными стенками 6, 7 и 8. Перед камерой сгорания 1 установлена игольчатая топливная форсунка 9.
Способ осуществляют следующим образом. В поток воздуха, сжатый воздухозаборником 2, вводят через отверстия игольчатой топливной форсунки 9 навстречу набегающему потоку нанодисперсное топливо, содержащее углеродные нанотрубки с капсулированным в них водородом, и создают на входе камеры сгорания 1 топливовоздушную смесь. Игольчатая топливная форсунка 9 формирует также систему взаимодействующих наклонных ударных волн и инициирует в проточной части камеры сгорания 1 пересжатую детонационную волну, в которой происходит быстрое сгорание подготовленной топливовоздушной смеси с последующим расширением продуктов горения в сопле 3. Управление двигателем осуществляют регулировкой геометрических параметров элементов камеры сгорания 1, воздухозаборника 2 и сопла 3 в зависимости от числа Маха потока и состава топливовоздушной смеси на входе камеры сгорания 1. Для повышения устойчивости работы ГПВРД организуют пульсирующий режим детонационного горения топливовоздушной смеси с наложением пульсирующего электрического поля напряженностью более 20 В/см.
Выполненный анализ и расчеты, представленные авторами изобретения, взятого за прототип, подтверждают возможность реализации предложенного способа организации детонационного режима горения в камере сгорания и создания компактной камеры сгорания перспективного ГПВРД, обеспечивающих высокую полноту сгорания топлива и хорошие массогабаритные характеристики двигателя.