СВЕРХЗВУКОВОЙ ПРЯМОТОЧНЫЙ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ С ПУЛЬСИРУЮЩИМ РЕЖИМОМ ГОРЕНИЯ (СПВРД С ПРГ) И СПОСОБ ЕГО РАБОТЫ
SUPERSONIC RAMJET ENGINE WITH PULSATING COMBUSTION AND METHOD OF ITS OPERATION

Изобретение относится к классам ВРД, условно называемым "пульсирующими двигателями" (ПуВРД) и «пульсирующими детонационными двигателями» (ПДД). Особенностью работы таких двигателей является осуществление пульсирующего режима горения за счет организации периодического ввода в камеру сгорания топлива и окислителя, осуществления резонансных, вибрационных режимов горения, либо (в ПДД) сжигания топливовоздушной смеси в детонационных волнах. При этом применяются механические (клапанные) системы управления периодическим циклом процесса (наполнением камеры топливом и окислителем, инициированием и протеканием горения, истечением продуктов сгорания) или газодинамические, бесклапанные. Подробный обзор работ этого направления приведен в: "Pulsed and Continuous Detonations." G.Roy, S.Frolov, J.Sinibaldi. Torus Press Publishers. Moscow 2006. Примеры работающего двигателя описаны в AIAA Paper 2004-3402, а летных испытаний в "Pulse Power: Pulse Detonation Engine-powered Flight Demonstration Marks Milestone in Mojave," Norris, G., Aviation Week & Space Technology, Vol.168, No.7, 2008, pp.60. Основным недостатком технических решений на таких способах организации рабочего процесса в камерах сгорания является ограничение по применению в двигателях прямоточных схем для полета летательных аппаратов с гиперзвуковой скоростью (число Маха более 4,5-5,0). Ограничение обусловлено большими потерями полного давления из-за необходимости торможения воздушного потока до дозвуковых скоростей и, как следствие, снижением эффективности (удельного импульса) двигателя.
Известно техническое решение (патент RU №2347098 C1, F02K 7/02, 2007 г.), в котором пульсирующий режим горения осуществляется импульсно-периодической подачей топлива в несколько расширяющихся участков камеры сгорания. При этом количество и частоту подвода топлива на каждом участке задают из условия сохранения сверхзвуковой скорости нестационарного потока по всему каналу камеры сгорания. Основными недостатками этого технического решения являются высокие начальные значения скоростей полета (числа Маха М>6-7) и отсутствие средств, обеспечивающих высокую полноту сгорания топлива.
Известно изобретение, выбранное за прототип (патент RU 2157909 C1, 26.05.1999), в котором предлагается решение задачи об увеличении удельного импульса прямоточного двигателя при полете на гиперзвуковых скоростях (для водородовоздушного двигателя с числами Маха полета М от 4,5 до 7,5). Эффект достигается за счет сжигания смеси водорода с воздухом в детонационной волне, распространяющейся вверх и вниз по сверхзвуковому потоку в камере сгорания постоянного сечения при периодическом обогащении или обеднении горючей смеси путем изменения количества подаваемого в камеру водорода. Эффект основан на реализации детонации Чепмена-Жуге, когда скорость продуктов сгорания за волной равна скорости звука. В этом случае реализуется режим горения с минимальными потерями полного давления. Однако, как показали эксперименты (см. Structure and Propagation of Detonations in Gaseous Mixtures in Supersonic Flow. J.C.Bellet and G.Deshayes. Astronautica Acta. Vol.15, pp.465-469. Pergamon Press 1970; ISABE-2005-1050, V.G.Alexandrov, A.N.Kraiko, K.S.Pyankov, K.S.Reent, et al.; Детонационные волны в реагирующем сверхзвуковом потоке. А.А.Васильев, В.И.Звегинцев, Д.Г.Наливайченко. ФГВ. Т.42, №5, с.85-100, 2006), в реальных условиях в сверхзвуковом потоке при движении вверх по потоку топливовоздушной смеси распространяется пересжатая детонационная волна, а вниз по потоку - недосжатая. Это приводит к заметному увеличению потерь полного давления (при движении вверх по потоку) и снижению эффективности горения (при движении вниз по потоку). Следует заметить, что в экспериментах не удается получить пульсирующего режима течения, как это предложено в техническом решении. Авторы рассматривают применение этого технического решения для водородовоздушного двигателя с числами Маха полета М от 4,5 до 7,5. Применение других видов топлива (например, углеводородного) при такой организации процесса маловероятно из-за низких скоростей распространения детонационных волн.
Задачей предлагаемого технического решения является повышение эффективности работы двигателя.
Предлагаемое изобретение позволит увеличить удельный импульс двигателя при полете на больших сверхзвуковых скоростях, уменьшить тепловые потери в стенки камеры сгорания, а также сократить протяженность изолятора и обеспечить плавный запуск двигателя (без нарушения течения на входе в воздухозаборник). В двигателе, кроме водорода, могут быть использованы углеводородные топлива для полета с числом Маха М от 5-5,5 до 7,5-8,0.
Технический результат достигается в сверхзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе с пульсирующим режимом горения (СПВРД с ПРГ), содержащим сверхзвуковой воздухозаборник, изолятор, сверхзвуковую камеру сгорания, состоящую из участков постоянного и переменного сечения, сверхзвуковое сопло, несколько поясов подачи топлива, размещенных по длине камеры сгорания, устройство инициирования пульсирующего режима горения и датчики регистрации прохождения волн давления на участке камеры сгорания постоянного сечения, первый пояс подачи топлива расположен в начале участка постоянного сечения, а последующие - на участках переменного сечения камеры сгорания, при этом устройство инициирования пульсирующего режима горения установлено в конце участка постоянного сечения и содержит генератор энергетических теплогазодинамических импульсов с элементами периодического ввода импульсов, связанные через систему управления пульсирующим режимом горения, с датчиками регистрации прохождения волн давления на участке камеры сгорания постоянного сечения.
Технический результат достигается также в способе функционирования сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя с пульсирующим режимом горения (СПВРД с ПРГ), заключающегося в том, что топливо для запуска двигателя подают в первый пояс участка постоянного сечения камеры сгорания и инициируют пульсирующий режим горения с периодическим формированием волновой структуры типа псевдоскачка от генератора теплогазодинамических импульсов, например плазмы, ударной волны, газовой струи инертной или реагирующей, среды, способствующей интенсификации горения, реализуя на участке постоянного сечения камеры сгорания изменение режима горения от диффузионного к псевдоскачковому и обратно при приближении головной части псевдоскачка к месту подачи топлива, либо смешанного периодического диффузионно-псевдоскачкового, либо квазистационарного псевдоскачкового при изменении частоты теплогазодинамических импульсов, при этом дальнейшую работу двигателя обеспечивают подачей топлива в последующие пояса участков переменного сечения камеры сгорания.
В основе предлагаемого технического решения лежит создание псевдоскачкового режима горения в канале постоянного сечения, который может поддерживаться только при наличии внешнего энергетического воздействия на течение. Параметры течения на входе в канал таковы, что происходит инициирование и развитие диффузионного горения топлива. Количество подаваемого топлива определяется тепловым запиранием течения. Длина постоянного участка канала выбирается приблизительно равной протяженности псевдоскачка с полным сгоранием этого топлива. При импульсно-периодическом энергетическом (определенной интенсивности) воздействии на поток горение можно перевести из диффузионного режима в псевдоскачковый. При этом в конце псевдоскачка будет устанавливаться приблизительно звуковая скорость потока. Псевдоскачковый режим горения будет переходить в диффузионный режим при перемещении головной части псевдоскачка к месту инжекции топлива вследствие ухудшения процесса смешения. Псевдоскачок будет колебаться в канале с периодом, равным периоду энергетического воздействия. Длительность импульса и величина периода связаны с энергией, необходимой для формирования псевдоскачка, и определяют скорость его движения навстречу потоку.
Изобретение является новой схемой прямоточного воздушно-реактивного двигателя с потоком в камере сгорания, близким к скорости звука (М≥1,0) и с горением в пульсирующей волновой структуре типа псевдоскачка - «сверхзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателем с пульсирующим режимом горения - СПВРД с ПРГ». В СПВРД с ПРГ пульсирующий нестационарный процесс инициируется импульсно-периодическими теплогазодинамическими импульсами, вызывающими формирование псевдоскачкового режима горения пульсирующего в участке постоянного сечения камеры сгорания.
На фиг.1 изображена общая схема двигателя СПВРД с ПРГ; на фиг.2 - при подаче топлива в первый пояс реализуется диффузионный режим горения; на фиг.3 - волновая структура при подаче энергетического импульса, образование псевдоскачка; фиг.4 - псевдоскачковый режим горения с подачей топлива во второй пояс; фиг.5 - диффузионный режим горения; фиг.6 - диффузионно-псевдоскачковый режим горения при прекращении ввода импульса; фиг.7 - диффузионно-псевдоскачковый режим горения при введении импульса; фиг.8 - квазистационарный режим горения.
Сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель с пульсирующим режимом горения (СПВРД с ПРГ) содержит сверхзвуковой воздухозаборник 1, изолятор 2, сверхзвуковую камеру сгорания, состоящую из участков постоянного 3 и переменного 4 сечения, сверхзвуковое сопло 5, несколько поясов подачи топлива 6, 7 и устройство инициирования пульсирующего режима горения, состоящее из генератора энергетических теплогазодинамических импульсов 8 с элементами периодического ввода импульсов 9, связанные через систему управления пульсирующим режимом горения 10 с датчиками регистрации прохождения волн давления 11 на участке камеры сгорания постоянного сечения.
СПВРД с ПРГ функционирует следующим образом:
1. Набегающий на двигатель поток воздуха (с числом Маха М=5,0-8,0) тормозится в воздухозаборнике 1 (фиг.1) и изоляторе 2 и входит в участок постоянного сечения камеры сгорания 3, сохраняя сверхзвуковую скорость с параметрами, обеспечивающими воспламенение топлива в совокупности с конструктивными особенностями элементов его подачи.
2. Через первый пояс 6 подается топливо. Его количество определяется параметрами потока на входе в камеру сгорания и из условия «теплового» запирания течения на участке постоянного сечения 3 камеры при полном сгорании топлива. На этом участке 3 происходит воспламенение топлива и устанавливается режим горения, зависящий от параметров теплогазодинамических импульсов, которые формирует генератор 8 (фиг.2). В зависимости от фазы режима горения происходит изменение параметров импульса. Таким образом, управление режимом горения осуществляется путем управления генератором импульсов.
3. Фазы режима горения состоят в следующем.
3.1. В выходном сечении участка постоянного сечения камеры сгорания от генератора 8 через элементы периодического ввода 9 подается энергетический теплогазодинамический импульс (фиг.3), например, в виде плазмы (от имульсно-периодического плазматрона), ударной волны (от детонационной трубки), инертной или реагирующей струи, среды, способствующей интенсификации горения.
3.2. Воздействие импульса приводит к торможению сверхзвукового потока и формированию волновой структуры типа псевдоскачка, которая приводит к интенсивному сгоранию топлива (см. фиг.3, 4), так как наличие такой структуры улучшает процесс его перемешивания с воздухом. Происходит переход от диффузионного режима горения к псевдоскачковому. Псевдоскачок перемещается ко входу в камеру сгорания вследствие повышения давления в камере (в зоне интенсивного горения).
3.3. При достижении псевдоскачком заданного сечения участка постоянного сечения камеры сгорания, определяемого длительностью и энергией импульса, дальнейшее его движение навстречу потоку прекращается вследствие недостаточного торможения (повышения давления в зоне горения) потока от протекания горения, и волновая структура сносится вниз по потоку в течение периода, определяемого частотой следования импульсов, как пример возможен диффузионный режим горения (фиг.5).
3.4. В момент, когда волновая структура достигнет заданного сечения вблизи выхода из участка постоянного сечения камеры (фиг.6) или выхода из нее (как показано на фиг.5), подается следующий теплогазодинамический импульс и начинается новая фаза режима горения. Псевдоскачок будет колебаться в канале с периодом, равным периоду энергетического воздействия. Возможно несколько пульсирующих режимов горения. Переход от диффузионного горения к псевдоскачковому и обратно (при низких частотах псевдоскачок колеблется с амплитудой, близкой к длине участка постоянного сечения). Смешанный (диффузионно-псевдоскачковый), когда с увеличением частоты псевдоскачок не возвращается в конец участка постоянного сечения (крайние положения псевдоскачка приведены на фиг.6, 7). Квазистационарный, когда псевдоскачок сохраняет свое положение в канале при высокой частоте импульсов (фиг.8). Основным преимуществом такого способа организации горения является достижение высокой эффективности протекания процесса, которая определяется минимальными потерями полного давления и максимальным приростом температуры. Скорость потока за скачком близка к скорости звука. Этому режиму соответствует максимальное значение коэффициента восстановления полного давления.
4. Дальнейшая работа двигателя обеспечивается подачей топлива в последующие пояса участков переменного сечения камеры сгорания (при необходимости обеспечения заданного коэффициента избытка воздуха). Начало подачи топлива предпочтительно на фазе псевдоскачкового режима горения на участке постоянного сечения камеры сгорания (см. фиг.4). Степень расширения участка переменного сечения выбирается из условия обеспечения средней скорости, близкой к скорости звука (М≥1,0).
Пульсирующий режим горения в участке постоянного сечения камеры сгорания будет способствовать улучшению процесса смешения топлива в участке переменного сечения и, следовательно, сокращению протяженности камеры сгорания (уменьшению ее поверхности) и уменьшению тепловых потерь в стенке, а также гидравлического сопротивления.
Реализация псевдоскачкового режима со звуковой скоростью в конце участка постоянного сечения камеры сгорания делает невозможным проникновения высокого давления в изолятор и срыва течения в воздухозаборнике. Это позволяет обеспечить плавный запуск двигателя и сократить протяженность изолятора, которая для отмеченных значений чисел Маха полета составляет более 12 калибров канала.
Все эти эффекты способствуют улучшению тяговых характеристик двигателя.
Источники информации
1. Pulsed and Continuous Detonations." G.Roy, S.Frolov, J.Sinibaldi. Torus Press Publishers. Moscow 2006.
2 Патент RU №2347098 C1, F02K 7/02, 2007 г.
3. Патент RU 2157909 C1, 26.05.1999 - прототип.
4. Детонационные волны в реагирующем сверхзвуковом потоке. А.А.Васильев, В.И.Звегинцев, Д.Г.Наливайченко. ФГВ. Т.42, №5, с.85-100, 2006.