ВЫСОКОСКОРОСТНОЙ ПРЯМОТОЧНЫЙ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
HIGH SPEED RAMJET ENGINE

Изобретение относится к области двигателестроения, а именно к высокоскоростным прямоточным и ракетно-прямоточным двигателям, и может быть использовано в космической и оборонной отрасли.
Эксплуатационные показатели двигателя (тяга, экономичность) прямо и непосредственно зависят от эффективности процесса горения топливной смеси в камере сгорания двигателя. Эффективность этого процесса в свою очередь определяется тем, насколько рационально организовано воспламенение и сжигание топливовоздушной смеси.
Известен гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД), содержащий топливную форсунку, размещенную в носовой части двигателя перед воздухозаборником и расположенные за ним камеру сгорания и сопло [1]. Для организации воспламенения и горения топливовоздушной смеси двигатель содержит лазерный излучатель, настроенный на определенную частоту излучения. Недостатком двигателя является наличие достаточно сложных устройств организации цепного механизма реакции, связанного с возбуждением энергетических квантовых уровней атомов среды, предшествующим воспламенению на молекулярном уровне. Функции указанных устройств сводятся в конечном итоге к воспламенению топливовоздушной смеси и повышению полноты сгорания топлива. Лазерный излучатель требует тонкой настройки, которую крайне трудно поддерживать в условиях эксплуатации двигателя. Все это существенно снижает надежность работы двигателя, что недопустимо при использовании, например, на военных объектах.
Наиболее близким к предлагаемому двигателю является экспериментальный гиперзвуковой ПВРД [2]. Двигатель содержит воздухозаборник, изолятор, камеру сгорания, сопло, топливную систему с воспламенителем, инжекторами и топливными каналами. Топливная система содержит центральный топливный пилон и боковые топливные пилоны, расположенные эшелонированно под определенным углом к продольной оси двигателя.
Недостатком этого двигателя является наличие тормозящих поток элементов - стоек пилонов, которые усложняют конструкцию. Стойки пилонов создают сопротивление набегающему потоку, что влечет потери полного давления, неравномерную турбулизацию потока и неравномерность воспламенения по объему камеры сгорания, а следовательно, уменьшает полноту сгорания топлива. Кроме того, из-за высокой температуры нагрева передних кромок стоек пилонов сокращается их ресурс и, как следствие, может происходить их разрушение. К недостаткам двигателя также нужно отнести наличие воспламенителя, который в свою очередь является устройством сложной конструкции. Кроме того, воспламенитель снижает надежность работы двигателя.
Задача изобретения заключается в упрощении конструкции двигателя и снижении его массы.
Технический результат заключается в повышении надежности и эффективности воспламенения, увеличении полноты и стабильности сгорания топлива, а также увеличении тяги и экономичности двигателя, надежности его запуска и снижении стоимости изготовления двигателя за счет кардинального упрощения конструкции и технологии изготовления.
Поставленная задача решается тем, что высокоскоростной прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит последовательно расположенные воздухозаборное устройство, камеру сгорания и выходное сопло. В камере сгорания размещены форсунки подачи горючего, обеспечивающие образование топливовоздушной смеси. Согласно изобретению площадь входного сечения камеры сгорания двигателя выполнена больше площади ее выходного сечения. Площадь выходного сечения камеры сгорания определяется с учетом температуры воспламенения топливовоздушной смеси из соотношений:
где
кс
L - длина камеры сгорания,
кс
λ - приведенная скорость потока в камере сгорания,
кс
*
T  - полная температура топливовоздушной смеси в камере сгорания,
k - показатель адиабаты,
R - газовая постоянная,
кр
F - площадь выходного сечения камеры сгорания двигателя,
кс
F - площадь входного сечения камеры сгорания двигателя,
q(λ) - газодинамическая (табличная) функция.
В частных случаях осуществления изобретения площадь средней части камеры сгорания может быть равна площади ее входного сечения, а превышение площади входного сечения камеры сгорания над площадью ее выходного сечения может быть обеспечено образованием местного сужения в зоне последнего.
Кроме того, камера сгорания может быть выполнена сужающейся по потоку. Более того, сужение камеры сгорания по потоку может быть выполнено равномерным.
В других частных случаях осуществления изобретения воздухозаборное устройство может быть выполнено в виде сужающе-расширяющегося сопла или в виде сужающегося сопла.
Совокупность признаков заявленного двигателя обеспечивает получение заявленного технического результата, поскольку:
- выполнение площади выходного сечения камеры сгорания меньшим площади входного сечения обеспечивает торможение потока до дозвуковых скоростей, увеличение статических температуры, давления в потоке, времени пребывания в камере сгорания и повышение полноты сгорания топлива, а следовательно, тяги двигателя и его экономичности;
- бесконтактное торможение (без применения специальных устройств, вносящих гидравлическое сопротивление и подвергающихся высоким тепловым нагрузкам) высокоскоростного потока, обеспечивающее эффективность нагревания топливовоздушной смеси в расчетном сечении камеры сгорания до температуры воспламенения топливовоздушной смеси упрощает конструкцию и технологию изготовления двигателя, а также уменьшает его массу;
- наличие в камере сгорания расчетного сечения, в котором происходит воспламенение топливовоздушной смеси без применения устройств стабилизации пламени существенно повышает надежность запуска и работы двигателя;
- конструкция двигателя с самовоспламеняющимся потоком топливовоздушной смеси, исключающая применение каких-либо дополнительных элементов (факельных устройств, свечей зажигания и т.п.) и автоматически обеспечивающая воспламенение смеси только за счет природных свойств рабочего тела в сочетании с рационально выбранной (рассчитанной) геометрией проточной части, обеспечивает предельную простоту конструкции и технологии изготовления, а также уменьшает производственные затраты.
Таким образом, поставленная задача с учетом перечисленных признаков является полностью решенной.
Приведенные соотношения для определения геометрических размеров заявленного двигателя основаны на следующих положениях.
кс
кс
кс
кс
Время пребывания τ, топливовоздушной смеси в камере сгорания, должно определяться временем индукции в реакции окисления топлива. Время пребывания τ должно быть не меньше времени индукции, которое является функцией f(T) статической температуры топливовоздушной смеси в камере сгорания. Указанное время для камеры сгорания заданной длины L определяется из соотношения:
где
кс
L - длина камеры сгорания (заданная),
кс
w - скорость потока в камере сгорания,
кс
λ - приведенная скорость потока в камере сгорания,
кс
Т - статическая температура топливовоздушной смеси в камере сгорания,
кс
*
Т  - полная температура топливовоздушной смеси в камере сгорания,
k - показатель адиабаты.
Из этого выражения, используя равенство:
где
R - газовая постоянная,
кс
получаем нелинейное уравнение относительно λ:
<mrow><mi>ƒ</mi><mrow><mo>(</mo><mrow><msubsup><mi>T</mi><mrow><msub><mrow /><mrow><mi>к</mi><mi>с</mi></mrow></msub></mrow><mo>*</mo></msubsup><mo>⋅</mo><mrow><mo>(</mo><mrow><mn>1</mn><mo>−</mo><mfrac><mrow><mi>k</mi><mo>−</mo><mn>1</mn></mrow><mrow><mi>k</mi><mo>+</mo><mn>1</mn></mrow></mfrac><msubsup><mi>λ</mi><mrow><mi>к</mi><mi>с</mi></mrow><mn>2</mn></msubsup></mrow><mo>)</mo></mrow></mrow><mo>)</mo></mrow><mo>⋅</mo><msub><mi>λ</mi><mrow><mi>к</mi><mi>с</mi></mrow></msub><mo>⋅</mo><msqrt><mrow><mfrac><mrow><mn>2</mn><mi>k</mi></mrow><mrow><mi>k</mi><mo>+</mo><mn>1</mn></mrow></mfrac><mi>R</mi><msubsup><mi>T</mi><mrow><mi>к</mi><mi>с</mi></mrow><mo>*</mo></msubsup></mrow></msqrt><mo>=</mo><msub><mi>L</mi><mrow><mi>к</mi><mi>с</mi></mrow></msub><mo>,</mo><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mtext> </mtext><mo stretchy="false">(</mo><mn>1</mn><mo stretchy="false">)</mo></mrow>
кс
кс
*
которое решается для заданных Т  и L, известных из условий полета и габаритных ограничений.
После решения уравнения (1) из уравнения:
где
кр
F - площадь выходного сечения камеры сгорания двигателя,
кс
F - площадь входного сечения камеры сгорания двигателя,
q(λ) - газодинамическая (табличная) функция,
находится потребное отношение площадей выходного и входного сечений камеры сгорания.
Функция, дающая характерную оценку для времени индукции, имеет вид [3]:
Изобретение поясняется чертежами, где на фиг.1 приведена схема высокоскоростного ПВРД, а на фиг.2 - схема одного из вариантов возможного выполнения двигателя.
Двигатель содержит воздухозаборное устройство 1 с подводящим участком с входным сечением I-I, камеру сгорания 2 заданной длины с входным сечением II-II и выходным сечением III-III. Выходное сечение III-III может быть выполнено в виде местного сужения 3. В другом частном случае осуществления изобретения камера сгорания 2 может быть выполнена сужающейся по потоку, причем сужение камеры сгорания 2 может быть выполнено равномерным (см. фиг.2) или неравномерным, например, по параболе или другим известным образом.
За выходным сечением III-III камеры сгорания (по потоку) расположено выходное сопло 4. Камера сгорания 2 снабжена форсунками 5, которые связаны с линией 6 подвода топлива.
кс
Площади входного и выходного сечений камеры сгорания 2 определяются согласно расчетным данным, получаемым из соотношений (1)-(3) с учетом заданной длины L камеры сгорания 2, условий полета и габаритных ограничений. Этими же расчетными данными определяется положение расчетного входного сечения II-II по длине двигателя и соответственно зона размещения форсунок 5.
кс
Двигатель работает следующим образом. Из воздухозаборного устройства 1 через сечение I-I подводящего участка высокоскоростной поток воздуха поступает в камеру сгорания 2. Под действием тормозящего эффекта, создаваемого выходным сечением III-III камеры сгорания 2, поток воздуха бесконтактно тормозится. Под термином «бесконтактно» в данном случае понимается торможение потока, не обусловленное наличием местных сопротивлений в объеме камеры сгорания. В камере сгорания 2, на пути высокоскоростного потока отсутствуют топливоподающие пилоны и другие конструкции, создающие аэродинамические (гидравлические) сопротивления. В результате бесконтактного торможения поток затормаживается в камере сгорания 2 до дозвуковой скорости с увеличением его статической температуры Т до температуры воспламенения топливовоздушной смеси.
Топливовоздушная смесь образуется в камере сгорания 2 при подаче горючего по линии 6 через форсунки 5.
В результате нагрева и достаточного времени пребывания в камере сгорания 2 топливовоздушная смесь воспламеняется. Расчетное сечение воспламенения топливовоздушной смеси - это сечение II-II. Поток, приобретая дозвуковую скорость и повышенное давление, обеспечивает создание необходимых условий для протекания предпламенных реакций. Достаточное время пребывания топливовоздушной смеси в камере сгорания заданной длины обеспечивает воспламенение и существенно повышает полноту сгорания топлива. Продукты сгорания выходят через сопло 4.
Как показывает экспериментальный опыт ЦИАМ, для достижения желаемого эффекта отношение площади критического выходного сечения III-III к площади входного сечения II-II камеры сгорания должно составлять ~0,6…0,95, при этом число Маха (приведенная скорость) в камере сгорания составляет ~0,4…0,8.
n
n
С учетом выражений (1)-(3) проведем расчет для чисел Маха полета M=5,5 и M=6.
n
кс
кс
кс
*
<mrow><mfrac><mrow><msub><mi>F</mi><mrow><mi>к</mi><mi>р</mi></mrow></msub></mrow><mrow><msub><mi>F</mi><mrow><mi>к</mi><mi>с</mi></mrow></msub></mrow></mfrac><mo>≈</mo><mn>0</mn><mo>,</mo><mn>6</mn></mrow>
Для M=5,5 (T =1450 К) и длины камеры сгорания L=1 м из уравнения (1) получаем λ=0,42. Соответственно отношение площадей
. Статическая температура потока топливовоздушной смеси будет равна 0,97 от полной температуры потока.
n
кс
кс
кс
*
<mrow><mfrac><mrow><msub><mi>F</mi><mrow><mi>к</mi><mi>р</mi></mrow></msub></mrow><mrow><msub><mi>F</mi><mrow><mi>к</mi><mi>с</mi></mrow></msub></mrow></mfrac><mo>≈</mo><mn>0</mn><mo>,</mo><mn>9</mn></mrow>
Для M=6 (T =1650 К) и длины камеры сгорания L=1 м из уравнения (1) получаем λ=0,74. Соответственно отношение площадей
. Статическая температура потока топливовоздушной смеси будет равна 0,9 от полной температуры потока.
Данные расчеты находятся в хорошем соответствии с проведенными в ЦИАМ экспериментальными исследованиями.
Таким образом, в отличие от известных двигателей, которые нуждаются в системе принудительного воспламенения топлива, в данном случае устройством воспламенения является сама камера сгорания, а воспламенение есть начальная стадия основного процесса горения в камере, так как никаких дополнительных элементов (факельных, электрических, волновых и т.п.) для воспламенения не требуется.
Список источников
1. Патент РФ №2481484, опубл. 10.05.2013.
2. Патент РФ №2238420, опубл. 20.10.2004.
3. В. Franzelli, Е. Riber, М. Sanjos, Т. Poinsot. A two-step chemical scheme for keroseneair premixed flames // Combustion and Flame. 2010. V157, pp.1364-1373.