СПОСОБ ОРГАНИЗАЦИИ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА В ПРЯМОТОЧНОМ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНОМ ДВИГАТЕЛЕ С НЕПРЕРЫВНО-ДЕТОНАЦИОННОЙ КАМЕРОЙ СГОРАНИЯ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ
METHOD FOR ARRANGEMENT OF WORKING PROCESS IN STRAIGHT-FLOW AIR-JET ENGINE WITH CONTINUOUS-DETONATION COMBUSTION CHAMBER AND DEVICE FOR IMPLEMENTATION THEREOF

Область техники
Изобретение относится к способам организации рабочего процесса в прямоточных воздушно-реактивных двигателях с непрерывно-детонационным горением и устройствам для их осуществления, предназначенных, в частности, для высокоскоростных беспилотных летательных аппаратов.
Предшествующий уровень техники
Современные высокоскоростные беспилотные летательные аппараты, как правило, оснащаются малоразмерными турбореактивными или прямоточными воздушно-реактивными двигателями. Известно, что эффективность малоразмерных турбореактивных двигателей при полете со скоростью, превышающей скорость звука, резко снижается (В.В. Ростопчин. Микро-ТРД для беспилотных летательных аппаратов, Москва, ЦНИИ АРКС, 2004). Так, одна из важнейших характеристик эффективности турбореактивных двигателей - удельный импульс, равный отношению тяги к секундному весовому расходу топлива, - приблизительно составляет 1300 с при числе Маха полета 1 и снижается до ~800 с при числе Маха 1,25.
Существующие прямоточные воздушно-реактивные двигатели, работающие на термодинамическом цикле с непрерывным дефлаграционным горением топлива при постоянном давлении, эффективны в диапазоне чисел Маха полета летательного аппарата приблизительно от 2 до 6. Одна из важнейших характеристик летательного аппарата с прямоточным воздушно-реактивным двигателем - это минимальное число Маха, при котором начинается автономный полет летательного аппарата после стартового ускорения, обеспеченного теми или иными вспомогательными разгонными устройствами. Как указано выше, для существующих летательных аппаратов с прямоточным воздушно-реактивным двигателем это число Маха приблизительно равно 2. При меньшей скорости полета набегающий поток воздуха имеет низкое давление торможения, что сужает область устойчивой работы воздухозаборного устройства и снижает тяговые характеристики двигателя до критических значений, при которых автономный полет летательного аппарата становится невозможным. Чтобы разогнать летательный аппарат до такой скорости, обычно используют вспомогательные разгонные устройства, например ракетные двигатели. Ракетные двигатели, используемые для стартового ускорения летательного аппарата, имеют относительно низкие удельные тяговые характеристики, что приводит к увеличению стартовой массы и стартовых габаритов летательного аппарата. Так, например, оценка по известной формуле Циолковского К.Э. показывает, что для разгона летательного аппарата до числа Маха М=1 требуется вспомогательное разгонное устройство в виде ракетного двигателя, масса топлива которого составляет около 10-20% от массы всего летательного аппарата. Для разгона летательного аппарата до числа Маха М=2 требуется масса топлива около 20-40% от массы всего летательного аппарата. Видно, что для уменьшения стартовой массы летательного аппарата, необходимо снижать число Маха начала работы прямоточного воздушно-реактивного двигателя.
Тяговые характеристики прямоточных воздушно-реактивных двигателей фактически достигли предельных значений и их дальнейшее повышение проблематично. Поэтому для получения значительного прироста эффективности прямоточных воздушно-реактивных двигателей рассматривают возможность использования термодинамического цикла с непрерывно-детонационным горением топлива в кольцевой камере сгорания (Фролов С.М., Звегинцев В.И., Иванов В.С, Аксенов В.С, Шамшин И.О., Внучков Д.А., Наливайченко Д.Г., Берлин А.А., Фомин В.М. Непрерывно-детонационное горение водорода: результаты испытаний в аэродинамической трубе. Физика горения и взрыва, 2018, т. 54, №3, с. 116-123). Известно, что такой цикл имеет более высокий коэффициент полезного действия (Фролов С.М., Барыкин А.Е., Борисов А.А. Термодинамический цикл с детонационным сжиганием топлива. Химическая физика, 2004, том 23, №3, с. 17-25). Кроме того, по сравнению с непрерывным дефлаграционным горением непрерывно-детонационное горение топлива имеет ряд преимуществ. Так, при непрерывном дефлаграционном горении энерговыделение происходит по всему сечению камеры сгорания двигателя и создает противодавление набегающему потоку воздуха, что затрудняет организовать рабочий процесс при относительно низкой скорости полета летательного аппарата и приводит к нарушению работы воздухозаборного устройства. При непрерывно-детонационном горении энерговыделение происходит в узкой зоне реакции в одной или нескольких детонационных волнах, непрерывно циркулирующих в кольцевой камере сгорания. Поскольку детонационная волна в каждый момент времени занимает лишь малую часть поперечного сечения камеры сгорания, это позволяет организовать рабочий процесс при относительно низкой скорости полета летательного аппарата без нарушения работы воздухозаборного устройства. Другое важное преимущество непрерывно-детонационного горения - возможность организации рабочего процесса с высокой полнотой сгорания в двигателе с относительно малым продольным размером, соответствующим длине самоподдерживающейся детонационной волны. Это позволяет существенно уменьшить потери полного давления в тракте двигателя по сравнению с двигателем на непрерывном дефлаграционном горении. К недостаткам непрерывно-детонационного горения можно отнести его нестационарный характер, однако ввиду высокой скорости детонационных волн, непрерывно циркулирующих в кольцевой камере сгорания, пульсации параметров течения в реактивной струе двигателя являются высокочастотными (несколько килогерц), а рабочий процесс - квазистационарным.
В наших работах (Дубровский А.В., Иванов В.С, Зангиев А.Э., Фролов С.М. Трехмерное численное моделирование характеристик прямоточной воздушно-реактивной силовой установки с непрерывно-детонационной камерой сгорания в условиях сверхзвукового полета. Химическая физика, 2016, том 35, №6, с. 49-63; Frolov S.М., Zvegintsev V.I., Ivanov V.S., Aksenov V.S., Shamshin I.O., Vnuchkov D.A., Nalivaichenko D.G., Berlin A.A., Fomin V.M., Shiplyuk A.N., Yakovlev N.N. Hydrogen-fueled detonation ramjet: Wind tunnel tests at approach air stream Mach number and stagnation temperature 1500 K. International Journal of Hydrogen Energy, Vol. 43, pp. 7515-7524; Фролов С.М., Звегинцев В.И., Иванов B.C., Аксенов B.C., Шамшин И.О., Внучков Д.А., Наливайченко Д.Г., Берлин А.А., Фомин В.М. Непрерывно-детонационное горение водорода: результаты испытаний в аэродинамической трубе. Физика горения и взрыва, 2018, т. 54, №3, с. 116-123) описаны результаты расчетов и огневых испытаний водородного непрерывно-детонационного прямоточного воздушно-реактивного двигателя с кольцевой камерой сгорания в условиях набегающего сверхзвукового воздушного потока. Непрерывно-детонационный рабочий процесс с положительной эффективной тягой был экспериментально реализован в диапазоне чисел Маха набегающего воздушного потока от 4 до 8 при температуре торможения от 300 К до 1500 К, причем в огневых испытаниях разработанного демонстратора двигателя зарегистрированы высокие значения полной тяги (до 2200 Н) и удельного импульса (до 3600 с).
Ввиду отмеченных выше отличительных особенностей детонационного горения можно ожидать, что минимальное число Маха, при котором начинается автономный полет летательного аппарата, оснащенного прямоточным воздушно-реактивным двигателем, будет меньше для двигателя с непрерывно-детонационным горением, чем для двигателя, работающего на непрерывном дефлаграционном горении топлива.
Известны способ и устройство, предложенные в патенте РФ 2585328 С2, F02K 7/02 (2006.01), F02K 7/14 (2006.01), 27.05.2016. Детонационно-дефлаграционный пульсирующий прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит сверхзвуковой воздухозаборник, систему непрерывной подачи топлива, решеточный пластинчатый гаситель детонационных волн, расположенный так, что в него поступает хорошо перемешанная горючая смесь, камеру сгорания и выхлопное сопло. Сверхзвуковой воздухозаборник тормозит набегающий высокоскоростной сверхзвуковой поток воздуха до чисел Маха М=3-4. Решеточный пластинчатый гаситель содержит одну или более пластин, расположенных вдоль оси проточного тракта двигателя. Поперечный размер каждого канала, образованного пластинами гасителя, меньше, чем поперечный размер ячеек, образующихся при горении детонационной волны, движущейся против потока и набегающей на тот же гаситель, что останавливает и гасит распространение детонационной волны при попадании в узкие каналы гасителя, а ударные волны, возникающие при погасании детонационной волны, сверхзвуковым потоком выносит из каналов в камеру сгорания, препятствуя разрушению ими течения набегающего потока и ограничивая движение детонационных и ударных волн частью гасителя и камерой сгорания, обеспечивая переход горения в детонацию, в результате чего организуется непрерывное нестационарное горение в динамически пульсирующих (возникающих и гаснущих) детонационных волнах и фронтах медленного горения. Технический результат - увеличение тяги и расширение диапазона скоростей полета до чисел Маха М=5-8 при уменьшении теплонапряженности тракта двигателя по сравнению с прямоточным воздушно-реактивным двигателем и прямоточным воздушно-реактивным двигателем со сверхзвуковым горением. Способ и устройство имеют недостатки. Во-первых, элементы решеточного пластинчатого гасителя детонационных волн загромождают проточный тракт двигателя и приводят к большим потерям полного давления. Во-вторых, предполагаемое минимальное число Маха автономного полета превышает М=3-4 вследствие торможения воздушного потока в сверхзвуковом воздухозаборнике, что требует применения мощных вспомогательных разгонных устройств, способных обеспечить столь высокую скорость полета.
Известны способ и устройство, предложенные в патенте РФ 2573427 С2, F02K 7/02 (2006.01), F02K 7/14 (2006.01), 27.05.2016. Способ сжигания топливовоздушной смеси для создания реактивной тяги в прямоточном воздушно-реактивном двигателе со спиновой детонационной волной заключается в том, что набегающий высокоскоростной поток тормозят до чисел Маха в диапазоне от М=3 до М=4 в сверхзвуковом двухступенчатом воздухозаборнике с затупленным центральным телом. Далее подают в поток топливо, закручивают образующийся топливовоздушный поток хорошо перемешанной горючей смеси, тормозят до дозвуковой осевой компоненты скорости, инициируют воспламенение закрученной хорошо перемешанной топливовоздушной смеси и сжигают в спиновой детонационной волне. Детонационные и ударные волны, распространяющиеся против потока, гасят набегающим сверхзвуковым потоком топливовоздушной смеси. Образующиеся при сжигании продукты сгорания направляют на создание реактивной тяги двигателя. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель со спиновой детонационной волной для высокоскоростных полетов содержит сверхзвуковой двухступенчатый воздухозаборник с затупленным центральным телом, систему слива энтропийного и пограничных слоев, топливные пилоны с соплами для подачи топлива в набегающий воздушный поток, венцы которых выполнены и расположены так, что продолжают торможение и закручивают образующийся топливовоздушный поток, кольцевой решеточный гаситель детонационных и ударных волн, осесимметричное кольцевое сопло, имеющее расширяющуюся внешнюю обечайку и центральное тело с донным срезом. Кольцевой решеточный гаситель детонационных и ударных волн содержит кольцевые решетчатые перегородки, образующие каналы, для торможения и поворота топливовоздушного потока до дозвуковой осевой компоненты скорости с сохранением сверхзвуковой скорости в каналах гасителя. На выходе гасителя расположена кольцевая детонационная камера сгорания, начальный внутренний радиус которой меньше внутреннего радиуса колец гасителя. На выходе камеры сгорания расположена кольцевая решетка, спрямляющая выходящий поток. Изобретение направлено на интенсификацию скорости химических реакций горения и энерговыделения за счет спинового детонационного горения хорошо перемешанной топливовоздушной смеси. Способ и устройство имеют недостатки. Во-первых, элементы кольцевого решетчатого гасителя детонационных и ударных волн загромождают проточный тракт двигателя и приводят к большим потерям полного давления. Во-вторых, предполагаемое минимальное число Маха автономного полета превышает М=3-4 вследствие торможения воздушного потока в сверхзвуковом двухступенчатом воздухозаборнике с затупленным центральным телом, что требует применения мощных вспомогательных разгонных устройств, способных обеспечить столь высокую скорость полета.
Наиболее близким к предлагаемому изобретению по технической сущности являются способ и устройство, предложенные в статье Фролова С.М., Звегинцева В.И., Иванова B.C., Аксенова B.C., Шамшина И.О., Внучкова Д.А., Наливайченко Д.Г., Берлина А.А., Фомина В.М. Непрерывно-детонационное горение водорода: результаты испытаний в аэродинамической трубе. Физика горения и взрыва, 2018, т. 54, №3, с. 116-123. Способ-прототип включает разгон летательного аппарата с установленным на нем прямоточным воздушно-реактивным двигателем на непрерывно-детонационном горении до сверхзвуковой скорости полета с числом Маха не менее М=4, обеспечивающей начало автономного полета летательного аппарата, частичное торможение набегающего сверхзвукового воздушного потока в косых скачках уплотнения и в пристеночном пограничном слое перед поступлением в кольцевую камеру сгорания, непрерывную подачу топлива в зону смешения с воздухом, формирование детонационноспособной смеси топлива и воздуха, инициирование непрерывно-детонационного горения топливной смеси, истечение продуктов детонации из кольцевой камеры сгорания со сверхзвуковой скоростью через кольцевое сопло с образованием реактивной струи. Устройство-прототип содержит осесимметричный сверхзвуковой трехскачковый воздухозаборник, рассчитанный на частичное торможение набегающего сверхзвукового воздушного потока в трех косых скачках уплотнения, осесимметричное центральное тело, расширяющуюся осесимметричную кольцевую камеру сгорания с поясом форсунок радиальной подачи топлива и расширяющееся кольцевое сопло. Центральное тело образовано передним и задним конусами, соединенными основаниями. Способ-прототип и устройство-прототип имеют недостатки:
(1) предполагаемое минимальное число Маха автономного полета превышает М=4, что требует применения мощных вспомогательных разгонных устройств, способных обеспечить столь высокую скорость полета;
(2) ограниченный объем для размещения функциональных блоков (полезной нагрузки, элементов системы управления, подачи топлива и др.);
(3) Для защиты функциональных блоков от высоких температур и вибраций, вызванных непрерывно-детонационным горением, требуется применение специальных мер и подходов.
Раскрытие изобретения
Задача изобретения - создание такого способа организации рабочего процесса в прямоточном воздушно-реактивном двигателе с непрерывно-детонационным горением, который обеспечит начало автономного полета летательного аппарата с таким двигателем при низком числе Маха, обеспечит достаточный объем для размещения функциональных блоков и обеспечит защиту функциональных блоков от высоких температур и вибраций, вызванных непрерывно-детонационным горением, с использованием стандартных мер и подходов.
Задача изобретения - создание устройства для осуществления способа организации рабочего процесса в прямоточном воздушно-реактивном двигателе с непрерывно-детонационным горением, которое обеспечит начало автономного полета летательного аппарата с таким двигателем при низком числе Маха, обеспечит достаточный объем для размещения функциональных блоков и обеспечит защиту функциональных блоков от высоких температур и вибраций, вызванных непрерывно-детонационным горением, с использованием стандартных мер и подходов.
Решение поставленной задачи достигается предлагаемыми:
- способом организации рабочего процесса в прямоточном воздушно-реактивном двигателе с непрерывно-детонационным горением, включающим разгон летательного аппарата до сверхзвуковой скорости, обеспечивающей начало автономного полета летательного аппарата с таким двигателем, частичное торможение набегающего сверхзвукового воздушного потока в косых скачках уплотнения и в пристеночном пограничном слое перед поступлением в кольцевую камеру сгорания, непрерывную подачу топлива в зону смешения с воздухом, формирование детонационноспособной смеси топлива и воздуха, инициирование непрерывно-детонационного горения топливной смеси, истечение продуктов детонации из кольцевой камеры сгорания через кольцевое сопло со сверхзвуковой скоростью с образованием реактивной струи и созданием реактивной тяги, в котором набегающий сверхзвуковой воздушный поток сначала частично тормозится в косых скачках уплотнения и в пристеночном пограничном слое, а затем ускоряется в веере волн разрежения с частичным восстановлением параметров набегающего сверхзвукового воздушного потока и поступает в прямоточный воздушно-реактивный двигатель в виде слабо заторможенного сверхзвукового воздушного потока, при этом одна часть воздуха направляется в кольцевую камеру сгорания для формирования детонационноспособной смеси топлива и воздуха на таком удалении от входного сечения кольцевой камеры сгорания, чтобы непрерывно-детонационное горение в кольцевой камере сгорания не приводило к вытеснению смеси топлива и воздуха, а также горячих продуктов детонации из кольцевой камеры сгорания через ее входное сечение, а другая часть, включающая пристеночный пограничный слой, направляется в обход кольцевой камеры сгорания, чтобы обеспечить охлаждение стенок кольцевой камеры сгорания и предотвратить газодинамическое влияние непрерывно-детонационного горения смеси топлива и воздуха в кольцевой камере сгорания на течение слабо заторможенного сверхзвукового воздушного потока на входе в прямоточный воздушно-реактивный двигатель.
- устройством, включающим сверхзвуковой воздухозаборник, центральное тело с передним и задним конусами, кольцевую камеру сгорания с поясом форсунок подачи топлива и кольцевое сопло, в котором центральное тело содержит дополнительный участок между передним и задним конусами, а сверхзвуковой воздухозаборник сообщается с кольцевой камерой сгорания и с газодинамическим изолятором, выполненным в виде обводного канала и расположенным между кольцевой камерой сгорания и внешней стенкой заднего конуса центрального тела, причем передняя кромка стенки, отделяющей кольцевую камеру сгорания от газодинамического изолятора, смещена вглубь сверхзвукового воздухозаборника, а задняя кромка стенки, отделяющей кольцевую камеру сгорания от газодинамического изолятора, смещена вглубь кольцевого сопла.
Дополнительный участок центрального тела может иметь коническую, цилиндрическую или другую форму, обеспечивающую безотрывное течение сверхзвукового воздушного потока.
Сверхзвуковой воздухозаборник может быть выполнен по схеме внутреннего сжатия за счет профилирования его внутреннего тракта или по схеме сжатия в присоединенных косых скачках уплотнения.
Пояс форсунок подачи топлива в кольцевой камере сгорания расположен на таком удалении от входного сечения кольцевой камеры сгорания, чтобы непрерывно-детонационное горение в кольцевой камере сгорания не приводило к вытеснению смеси топлива и воздуха, а также горячих продуктов детонации из кольцевой камеры сгорания через ее входное сечение.
Задний конус осесимметричного центрального тела может быть усеченным и иметь форму прямого конуса или конуса с профилированной боковой поверхностью.
Кольцевое сопло предпочтительно выполнено в виде расширяющегося кольцевого канала, чтобы обеспечить полное расширение продуктов детонации, поступающих из кольцевой камеры сгорания, и потока воздуха, поступающего из газодинамического изолятора, до атмосферного давления без скачков уплотнения.
Краткое описание чертежей
На фиг. 1 приведена схема заявляемого устройства. На фиг. 1 обозначено: 1 - осесимметричное центральное тело, 2 - осесимметричный сверхзвуковой воздухозаборник, 3 - осесимметричная кольцевая камера сгорания, 4 - газодинамический изолятор, 5 - кольцевое сопло, I - передний конус центрального тела, II - задний конус центрального тела, III - дополнительный участок центрального тела, ЛТ - линия тока, КСУ - косой скачок уплотнения, BP - веер волн разрежения, С - стенка, ПКС - передняя кромка стенки, ЗКС - задняя кромка стенки, ПФ - пояс форсунок подачи топлива, Т - топливо.
На фиг. 2 показана расчетная зависимость удельного импульса (по топливу) предлагаемого устройства в диапазоне чисел Маха набегающего потока воздуха от 1.7 до 2.2.
Осуществление изобретения
Устройство состоит из сверхзвукового воздухозаборника (2), центрального тела (1), кольцевой камеры сгорания (3) с поясом форсунок подачи топлива (ПФ) и кольцевого сопла (5). Центральное тело (1) имеет дополнительный участок (III), расположенный между передним (I) и задним конусами (II) и выполненный в виде усеченного конуса, причем его меньшее основание обращено к заднему конусу (II) центрального тела (1). Сверхзвуковой воздухозаборник (2) сообщается с кольцевой камерой сгорания (3) и с газодинамическим изолятором (4), выполненным в виде обводного канала и расположенным между кольцевой камерой сгорания (3) и внешней стенкой заднего конуса (II) центрального тела (1), причем передняя кромка (ПКС) стенки (С), отделяющей кольцевую камеру сгорания (3) от газодинамического изолятора (4), смещена вглубь сверхзвукового воздухозаборника (2), а задняя кромка (ЗКС) стенки (С), отделяющей кольцевую камеру сгорания (3) от газодинамического изолятора (4), смещена вглубь кольцевого сопла (5). Устройство также включает функциональные блоки: систему инициирования детонации, систему управления и систему подачи топлива (на фиг. 1 не показаны).
Предлагаемое устройство работает следующим образом.
Устройство разгоняется любым известным способом до сверхзвуковой скорости полета с минимальным числом Маха, которое обеспечивает начало автономного полета летательного аппарата. На переднем конусе (I) центрального тела (1) имеется косой скачок уплотнения (КСУ), не входящий в сверхзвуковой воздухозаборник (2), а также веер волн разрежения (BP). Набегающий сверхзвуковой воздушный поток (см. линии тока ЛТ) сначала частично тормозится в косом скачке уплотнения (КСУ) и в пристеночном пограничном слое, а затем ускоряется в веере волн разрежения (BP) с частичным восстановлением параметров набегающего сверхзвукового воздушного потока и поступает в сверхзвуковой воздухозаборник (2) аппарата. На переднем конусе (I) центрального тела (1) имеется косой скачок уплотнения (КСУ), не попадающий в сверхзвуковой воздухозаборник (2), а также веер волн разрежения (BP). Набегающий сверхзвуковой воздушный поток (см. линии тока (ЛТ)) сначала частично тормозится в косом скачке уплотнения (КСУ) и в пристеночном пограничном слое, а затем ускоряется в веере волн разрежения (BP) с частичным восстановлением параметров набегающего сверхзвукового воздушного потока и поступает в сверхзвуковой воздухозаборник (2) воздушно-реактивного двигателя в виде слабо заторможенного сверхзвукового воздушного потока. В сверхзвуковом воздухозаборнике (2) слабо заторможенный сверхзвуковой воздушный поток разделяется на два потока: поток в кольцевую камеру сгорания (3) и поток в газодинамический изолятор (4). Воздух, поступающий в кольцевую камеру сгорания (3), смешивается с топливом (Т), которое непрерывно подается в кольцевую камеру сгорания (3) через пояс форсунок подачи топлива (ПФ) с помощью системы подачи топлива. В результате в кольцевой камере сгорания (3) формируется детонационноспособная смесь топлива и воздуха. Далее в кольцевой камере сгорания (3) происходит однократное инициирование непрерывно-детонационного горения в соответствии с принципом, изложенным в патенте WO 2014/129920 А1, Устройство для сжигания топлива в непрерывной детонационной волне, F23R 7/00 (2006.01), опубликованном 28.08.2014 (авторы Фролов С.М., Фролов Ф.С). Непрерывно-детонационное горение смеси топлива и воздуха в кольцевой камере сгорания (3) обеспечивает ускорение продуктов горения по направлению к выходному сечению кольцевой камеры сгорания (3) и кольцевого сопла (5) с образованием высокочастотной квазистационарной реактивной струи и созданием тяги. Следует отметить, что непрерывно-детонационное горение в кольцевой камере сгорания (3) организовано так, чтобы ни смесь топлива и воздуха, ни горячие продукты детонации не проникали в сверхзвуковой воздухозаборник (2). Это достигается благодаря формированию детонационноспособной смеси топлива и воздуха в средней части кольцевой камеры сгорания (3). Воздух, поступающий в газодинамический изолятор (4), включает пристеночный пограничный слой, образованный при обтекании центрального тела (1) сверхзвуковым воздушным потоком. Таким образом исключается негативное влияние пограничного слоя на заполнение кольцевой камеры сгорания (3) воздухом. Воздушный поток, направленный в газодинамический изолятор (4) в обход кольцевой камеры сгорания (3), с одной стороны, обеспечивает охлаждение стенок кольцевой камеры сгорания (3) и заднего конуса (II), а с другой стороны, предотвращает газодинамическое влияние непрерывно-детонационного горения смеси топлива и воздуха в кольцевой камере сгорания (3) на течение слабо заторможенного сверхзвукового воздушного потока на входе в сверхзвуковой воздухозаборник (2). Дело в том, что непрерывно-детонационное горение смеси топлива и воздуха в кольцевой камере сгорания (3) сопровождается генерацией газодинамических возмущений в виде регулярных ударных волн, бегущих по направлению к сверхзвуковому воздухозаборнику (2), которые вызывают повышение давления во входном сечении сверхзвукового воздухозаборника (2). Это может привести к нарушению работы сверхзвукового воздухозаборника (2) и к срыву непрерывно-детонационного горения в кольцевой камере сгорания (3). Благодаря тому, что передняя кромка (ПКС) стенки (С), отделяющей кольцевую камеру сгорания (3) от газодинамического изолятора (4), смещена вглубь сверхзвукового воздухозаборника (2), при выходе из кольцевой камеры сгорания (3) такие регулярные ударные волны эффективно ослабляются и трансформируются в слабые акустические возмущения, которые не нарушают работу сверхзвукового воздухозаборника (2). Следует также отметить, что непрерывно-детонационное горение в кольцевой камере сгорания (3) сопровождается генерацией газодинамических возмущений в виде регулярных ударных волн, бегущих по направлению к кольцевому соплу (5) и вызывающих высокочастотные пульсации реактивной струи и реактивной тяги, создаваемой двигателем. Кроме того, при слиянии потока продуктов детонации из кольцевой камеры сгорания (3) и потока воздуха из газодинамического изолятора (4) в кольцевом сопле (5) могут возникать поперечные газодинамические возмущения и скачки уплотнения, вызванные разностью давлений в этих потоках. Влияние этих факторов на реактивную тягу, создаваемую двигателем, ослабляется благодаря смещению задней кромки (ЗКС) стенки (С), отделяющей кольцевую камеру сгорания (3) от газодинамического изолятора (4), вглубь кольцевого сопла (5). Профилирование кольцевого сопла (5) обеспечивает полное расширение продуктов детонации, поступающих из кольцевой камеры сгорания (3), и потока воздуха, поступающего из газодинамического изолятора (4), до атмосферного давления без скачков уплотнения.
Приводим пример многомерного газодинамического расчета прямоточного воздушно-реактивного двигателя с непрерывно-детонационным горением смеси водорода и воздуха, соответствующего данному изобретению. Используемые расчетные модели проверены на экспериментальных данных по непрерывно-детонационному горению водородновоздушной смеси в кольцевых камерах сгорания внешним диаметром 306 мм (Фролов С.М., Дубровский А.В., Иванов B.C. //Хим. физика. 2013. Т. 32. №2. С. 56) и 406 мм (Frolov S.M., Aksenov V.S., Ivanov V.S., Shamshin I.O. //Intern. J. Hydrogen Energy. 2015. V. 40. P. 1616.) непрерывно-детонационного прямоточного воздушно-реактивного двигателя для условий полета с числом Маха 5 (Frolov S.M., Zvegintsev V.I., Ivanov V.S., Aksenov V.S., Shamshin I.O., Vnuchkov D.A., Nalivaichenko D.G., Berlin A.A., Fomin V.M., Shiplyuk A.N., Yakovlev N.N. Hydrogen-fueled detonation ramjet model: Wind tunnel tests at approach air stream Mach number 5.7 and stagnation temperature 1500 K, International Journal of Hydrogen Energy, 2018, Vol. 43, pp. 7515-7524) и показали хорошее согласие с измерениями. Расчет тяговых характеристик двигателя (тяги, удельного импульса, удельного расхода топлива, эффективной тяги) проводился по методикам, описанным в работе (Дубровский А.В., Иванов B.C., Зангиев А.Э., Фролов С.М. Трехмерное численное моделирование характеристик прямоточной воздушно-реактивной силовой установки с непрерывно-детонационной камерой сгорания в условиях сверхзвукового полета. Химическая физика, 2016, том 35, №6, с. 49-63).
Расчетная схема двигателя соответствовала схеме заявляемого устройства, представленной на фиг. 1. Расчеты проводили для условий обтекания (внешнего и внутреннего) двигателя на уровне моря безграничным набегающим потоком предварительно подготовленной стехиометрической во дородно-воздушной смеси с числом Маха от М=1.7 до М=2.2.
Расчетная область представляла собой цилиндр, боковая поверхность которого удалена от силовой установки на достаточно большое расстояние, чтобы исключить ее влияние на течение внутри и в окрестности двигателя. На входе в расчетную область задавались число Маха набегающего сверхзвукового потока и статическая температура, турбулентная кинетическая энергия, диссипация турбулентной кинетической энергии и средние массовые доли газовых компонентов. На боковых границах и в выходном сечении расчетной области задавалось атмосферное статическое давление. Все остальные переменные (скорость, температура, турбулентная кинетическая энергия и ее диссипация, а также массовые концентрации компонентов) экстраполировались на эти границы из расчетной области. Статические давление и температура в набегающем сверхзвуковом потоке принимались равными 100 кПа и 293.15 К соответственно. Специальные расчеты с расширением расчетной области показали, что принятые граничные условия никак не влияли на решение поставленной задачи.
На фиг. 2 показаны расчетные зависимости удельного импульса прямоточного воздушно-реактивного двигателя с непрерывно-детонационным горением смеси водорода и воздуха в диапазоне чисел Маха полета от 1.7 до 2.2.
Расчет показал, что в рассматриваемой схеме удельный импульс превышает 2700 с, а предложенные способ и устройство во всем исследованном диапазоне чисел Маха полета обеспечивают положительную эффективную тягу. Это означает, что летательный аппарат, оборудованный прямоточным воздушно-реактивным двигателем с непрерывно-детонационным горением, может осуществлять автономный сверхзвуковой полет, начиная с числа Маха, превышающего 1.7, что значительно меньше, чем у устройства-прототипа. Этот вывод в целом подтверждается и экспериментальными данными, полученными в работе (Frolov S.M., Zvegintsev V.I., Ivanov V.S., Aksenov V.S., Shamshin I.O., Vnuchkov D.A., Nalivaichenko D.G., Berlin A.A., Fomin V.M. Wind tunnel tests of a hydrogen-fueled detonation ramjet model at approach air stream Mach numbers from 4 to 8. International Journal of Hydrogen Energy, 2017, Vol. 42, pp. 25401-25413). В этой работе показано, что при скорости набегающего воздушного потока во входном сечении сверхзвукового воздухозаборника, приблизительно соответствующей местному числу Маха от 1 до 1.75, в кольцевой камере сгорания возможно реализовать непрерывно-детонационное горение водорода (см. рис. 10 в цитируемой статье).