СИСТЕМА ПОДАЧИ УГЛЕВОДОРОДНОГО ТОПЛИВА ДЛЯ ГИПЕРЗВУКОВОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА И СПОСОБ ПОДАЧИ ТОПЛИВА В СИСТЕМУ
HYDROCARBON FUEL SUPPLY SYSTEM FOR HYPERSONIC AIRCRAFT AND METHOD OF FUEL SUPPLY TO SYSTEM

Изобретение относится к гиперзвуковым летательным аппаратам [ГЛА] с прямоточными реактивно-воздушными двигателями [ПВРД] и может быть использовано для разработки систем подачи к ним углеводородного топлива.
Реализация гиперзвуковой скорости полета в плотных слоях атмосферы на углеводородном топливе [УВТ] требует комплексного подхода к решению как по активной тепловой защите обшивки планера ГЛА от аэродинамического разогрева, так и по устойчивости горения УВТ в сверхзвуковом потоке воздуха в ПВРД, а также по типу катализатора.
Активная тепловая защита (патент №2088495) обшивки планера ЛА, основанная на испарительной системе охлаждения, где теплоносителем является вода - лучший теплоноситель в подобных системах с теплотой парообразования равной 2300 кДж/кг - обеспечивает надежную теплозащиту конструкции планера ГЛА в плотных слоях атмосферы при соблюдении необходимых требований, а именно:
- по доставке теплоносителя к охлаждаемой поверхности;
- по удержанию теплоносителя в пристеночной области охлаждаемой поверхности при воздействии инерциальных сил
- по исключению перехода от мелкопузырькового кипения к пленочному;
- по разделению жидкой фазы от паровой при кипении теплоносителя на внутренней стенке охлаждаемой поверхности.
Создание модели такой тепловой защиты показало, что она сложна в изготовлении.
В паровой каталитической конверсии, проводимой в бортовом термохимическом реакторе [ТХР], при разложении части исходного УВТ на каталитической поверхности ТХР с парами воды в соотношении 1:2, обращает на себя внимание «температурный фактор процесса», который влияет на глубину превращения исходного топлива. Таким образом, ТХР с каталитическим покрытием является определяющим и конечным элементом в замкнутом цикле по наработке водородосодержащего газа на борту ГЛА.
Важной характеристикой катализатора является такой параметр, как порозность - это отношение площади каталитической поверхности к его массе.
2
2
Например, если порозность катализатора на керамической основе составляет около 800 м/г, то на металлической основе не более 8 м/г, а наработка продуктов конверсии зависит прямо пропорционально от порозности катализатора.
Все расчеты по наработке продуктов конверсии проводились на катализаторах с керамической основой и толщина ТХР на скоростях от 12 М до 14 М находится в пределах от 1,5 метров до 3 метров - эти данные были получены расчетным путем.
2
В настоящее время разработаны новые технологии, которые позволяют достигать на некоторых материалах порозности до 2000 м/г. Используя эти технологии, при изготовлении бортовых катализаторов можно значительно увеличить их химическую активность, а это позволит нарабатывать большее количество водородосодержащего газа, что приведет к снижению массы и габаритов бортового ТХР.
Известна система подачи углеводородного топлива для ГЛА (патент РФ №2059537), содержащая ПВРД с камерой сгорания [КС], тракт прямоточного двигателя, систему тепловой защиты. В данном случае система тепловой защиты ЛА с каталитическим реактором химической регенерации тепла выполнена в виде высокотемпературного и низкотемпературного химических реакторов.
Известен способ подачи углеводородного топлива в систему (патент РФ №2046203) для ГЛА, при котором исходное УВТ подвергают термическому превращению в присутствии перегретых паров воды и полученную водородосодержащую топливную смесь подают в КС, причем термическое превращение УВТ осуществляют в присутствии катализатора.
Однако такие система и способ подачи топлива не могут обеспечить дальность полета ЛА, т.к. не обеспечивается устойчивость горения.
Кроме того, не удается добиться оптимального охлаждения из-за расположения ТХР под обшивкой ЛА, вследствие чего температура обшивки достигает более 1000 градусов, что значительно повышает пожароопасность и не соответствует требованиям техники безопасности.
Технической задачей является повышение дальности полета ГЛА путем обеспечения устойчивости горения и эффективности охлаждении конструкции ЛА.
Технический результат достигается тем, что в системе подачи углеводородного топлива для ГЛА, содержащей ПВРД с камерой сгорания, тракт прямоточного двигателя и систему тепловой защиты, система активной тепловой защиты обшивки ГЛА выполнена в виде охлаждающей испарительной системы с теплоносителем, состоящей из капиллярно-пористой структуры с каналами подвода теплоносителя - воды и отвода его паров, расположенной между внутренней и внешней оболочками обшивки ЛА, дополнительно содержит парокеросиновый смеситель, топливный трубопровод с регулирующим клапаном и двумя коллекторами, расположенными на внешней стенке тракта прямоточного двигателя; при этом первый коллектор с отверстиями подачи исходного топлива расположен за горлом воздухозаборника, а второй коллектор - перед камерой сгорания, и двухконтурный щелевидный с каталитическим покрытием ТХР с отверстиями, расположенными в шахматном порядке с отверстиями подачи исходного топлива первого коллектора.
В способе подачи УВТ в систему для ГЛА, при котором исходное УВТ подвергают термическому превращению в присутствии перегретых паров воды и полученную водородосодержащую топливную смесь подают в КС, причем термическое превращение УВТ осуществляют в присутствии катализатора, одну часть исходного топлива через трубопровод с регулирующим клапаном подают в первый коллектор и, через его отверстия, в тракт прямоточного двигателя для смешивания со сверхзвуковым воздушным потоком, другую часть топлива испаряют перегретыми парами воды в парокеросиновом смесителе в соотношении 1: 2 и эту парокеросиновую смесь подают через второй коллектор в двухконтурный щелевидный ТХР, где на каталитическом покрытии реализуют паровую конверсию топлива с наработкой водородосодержащего газа, а из него – в КС.
Таким образом, ПВРД сверхзвукового горения [ПВРД с.г.],. существует только в комплексе со всеми физико-химическими процессами на борту ЛА, которые заканчиваются наработкой необходимого водородосодержащего газа, поступающего в топливно-воздушный поток, что обеспечивает устойчивое горение исходному топливу в сверхзвуковой КС. С этого момента ПВРД с дозвуковым горением становится ПВРД со сверхзвуковым горением.
Сущность изобретения основана на идее активного взаимодействия ЛА с набегающим потоком воздуха, которая заключается в возврате части тепловой энергии от «паразитного» разогрева воздуха с дальнейшим ее использованием для наработки продуктов конверсии - водородосодержащего газа, которые в сочетании с исходным топливом обеспечивают его устойчивое горение в сверхзвуковой КС.
Расположение ТХР на внешней обшивке КС ПВРД с дозвуковым горением позволяет нарабатывать продукты конверсии с момента его запуска.
Под давлением в ТХР и всасывающей силы, образуемой сверхзвуковым топливовоздушным потоком, данная наработанная газообразная смесь поступает в пристеночную область по периметру внутренней стенки КС, самовоспламеняется, что повышает температуру внешней части топливовоздушного потока до температуры самовозгорания УВТ. Этот поэтапный, непрерывный процесс самовозгорания УВТ обеспечивает полноту и устойчивость его сгорания.
Для перехода со сверхзвуковой на гиперзвуковую скорость полета летательного аппарата необходима наработка продуктов конверсии - водородосодержащего газа в количестве ≥12%, что позволит реализовать переход с дозвукового на сверхзвуковое горение исходного топлива в ПВРД с.г. и приведет к дальнейшему росту скорости на траектории разгона с последующим выходом на оптимальную крейсерскую высоту полета ГЛА.
На дозвуковом горении в ПВРД максимально достижимая скорость полета составляет 4,5М, где располагаемая тяга уравнивается с потребной и, чтобы достичь большей скорости полета, необходимо увеличить располагаемую тягу, а это возможно при переходе с дозвукового на сверхзвуковое горение. Известно, что располагаемая тяга зависит от степени подогрева потока воздуха в КС, а потребная тяга зависит от аэродинамического качества ЛА, т.е.
где
p
P - располагаемая тяга;
τ - степень подогрева потока воздуха в КС;
п
P - потребная тяга;
К - аэродинамическое качество ЛА.
При переходе на сверхзвуковое горение снижается степень сжатия потока воздуха в тракте прямоточного двигателя, что снижает температуру этого потока на входе в КС, а это ведет к увеличению его степени подогрева:
кс
где T - температура в КС;
вх
Е - температура на входе в КС.
Таким образом, при переходе на сверхзвуковое горение происходит скачкообразный рост располагаемой тяги, что ведет к дальнейшему увеличению скорости, точка перехода с дозвукового на сверхзвуковое горение, является отправной точкой начала гиперзвуковой скорости на траектории разгона ГЛА с последующим выходом на оптимальную высоту в крейсерском режиме его полета.
В дальнейшем максимально достижимая скорость полета на гиперзвуке наступает при уравнивании располагаемой и потребной тяг для конкретных параметров по аэродинамическому качеству, степени сжатия в горле воздухозаборника ПВРД со сверхзвуковым горением и при максимальном значении пропульсивного КПД. Пропульсивный КПД - это отношение работы тяги к теплу, сообщенному потоку воздуха в камере сгорания.
Крейсерский полет ГЛА в плотных слоях атмосферы на углеводородном топливе возможен при решении двух основополагающих задачах:
- обеспечить активную тепловую защиту обшивки планера ГЛА от аэродинамического разогрева
- добиться устойчивого горения исходного УВТ в сверхзвуковой КС ПВРД с.г.
Вода, необходимая для испарительной системы охлаждения, в дальнейшем используется в термическом процессе превращения исходного топлива в системе химической регенерации тепла, поэтому ТХР располагается в самой «горячей» области на борту ЛА, т.е. на внешней стенке КС прямоточного двигателя, где нарабатываются продукты конверсии, состоящие из парогазовой смеси, в состав которой входит водородосодержащий газ следующего состава:
Водорода (Н<sub>2</sub>)
-70%
Окиси углерода (СО)
- 24%
Оксида углерода (СO<sub>2</sub>)
- 6%
0
Проценты даны в объемных единицах. Водородосодержащий газ, нарабатываемый в бортовом ТХР в необходимом количестве (≥12%) и под избыточном давлением в ТХР и всасывающей силы, образуемый сверхзвуковым топливовоздушным потоком, поступает в пристеночную область КС с температурой 850С.
За время задержки самовоспламенения, водород диффундирует в поверхностный топливовоздушный слой, самовоспламеняется по его периметру в КС, что ведет к повышению температуры до самовозгорания поверхностного слоя исходного УВТ.
Самовозгорание - это химическая реакция самопроизвольного процесса окисления топлива, которая не зависит от скорости потока среды. Полнота сгорания УВТ в сверхзвуковом потоке воздуха прямоточного двигателя зависит от соотношения длины и диаметра камеры сгорания - все эти требования должны находиться в полном соответствии с интеграцией планера и двигателя, которая определяет крейсерскую оптимальную высоту полета ГЛА. Только в таком случае возможно добиться максимального значения как пропульсивного КПД, так и максимальной гиперзвуковой скорости его полета.
Изобретение иллюстрируется чертежом, где на фиг. 1 представлен пример выполнения конструкции системы подачи углеводородного топлива для ГЛА и схематическое отображение всех физико-химических процессов при подаче углеводородного топлива в систему, происходящих на борту ЛА при его активном взаимодействии с набегающим потоком воздуха в плотных слоях атмосферы на углеводородном топливе.
На фиг. 2 - график характеристик топлив для различных воздушно-реактивных двигателей.
На фиг. 3 - пропульсивный КПД для различных типов двигателей.
ГЛА содержит внешнюю оболочку 1, внутреннюю оболочку 2, систему активной тепловой защиты 3, размещенную между оболочками 1 и 2. Вода из бака 4 подается в систему тепловой защиты 3.
Часть исходного топлива - в данном случае из бака 5 - подают через топливный трубопровод 6 и регулирующий клапан 7 в первый коллектор 8, расположенный за горлом воздухозаборника 9, и, через его отверстия, в тракт прямоточного двигателя 10, где происходит смешение исходного топлива с сверхзвуковым потоком воздуха, сжатым до оптимальных значений соплом 11. Истекающие газы из камеры сгорания 12 на срезе сопла 11 создают необходимую тягу для реализации гиперзвукового полета ЛА.
Образовавшийся в системе тепловой защиты 3 пар с последующим подогревом в пароканале 13 поступает в парокеросиновый смеситель 14, где этими перегретыми парами испаряется другая часть исходного углеводородного топлива - в данном случае из бака 15 - с дальнейшим их смешением в соотношении 2:1, эту смесь подают через второй коллектор 16 в двухконтурный щелевидный ТХР 17, где на его каталитической поверхности реализуется паровая конверсия части исходного топлива с наработкой водородосодержащего газа. Через отверстия (не показаны) двухконтурного щелевидного ТХР 17, расположенные в шахматном порядке с отверстиями подачи исходного топлива первого коллектора 8, эту водородосодержащую смесь подают в камеру сгорания 12.
Попадание ее в сверхзвуковой воздушный поток сопровождается снижением как концентрации водорода (но не ниже 4% объемных), так и его температуры - не ниже 530 С, только при этих условиях происходит его самовоспламенение.
На графике фиг. 2 представлены характеристики топлив, а именно - удельный импульс топлива в секундах, для воздушно-реактивных двигателей: 18 - газотурбинный двигатель, работающий на водороде; 19 -- газотурбинный двигатель, работающий на углеводороде; 20 - ПВРД на водороде; 21 - ПВРД на углеводороде; 22 - ПВРД сг на водороде; 23 - ПВРД сг на углеводороде; 24 - ракетный двигатель.
Из графика видно, что на интервале скоростей от 4М до 6М удельный импульс УВТ (JP) - есть величина постоянная.
На графике фиг. 3 показаны пропульсивные КПД различных типов двигателей: 25 - двухконтурный; 26 - реактивный; 27 - прямоточный; 28 - ПВРД со сверхзвуковым горением. Рост скорости полета зависит прямо пропорционально от величины пропульсивного КПД.
0
0
Был изготовлен макет предлагаемой обшивки планера, он испытан на лабораторном стенде при теплонагружениях, соответствующих скорости полета 6 М. При этом температура на внешней поверхности макета, которая имитировала область около точки торможения, была менее 250С. При переходе на цилиндрическую поверхность обшивки планера ГЛА температура понижалась до 100C. У ГЛА на скорости 6 М, при доле топлива 0,5 время полета составляет около одного часа. При такой продолжительности полета достаточно соотношения воды к части УВТ как 2:1, это соотношение обеспечивает как защиту катализатора от закоксованности парами воды, так и наработку необходимого количества водородосодержащего газа для перехода на сверхзвуковое горение исходного топлива в ПВРД сг.
u
u
6
6
Наличие воды в системе активного охлаждения и в паровой каталитической конверсии снижает удельную теплоту сгорания исходного топлива с H=43⋅10 Дж/кг до Н(МТ)=40⋅10 Дж /кг для модифицированного топлива [МТ].
п
p
р
3
Для этих полученных исходных данных определим максимально достижимую скорость полета ГЛА на крейсерской высоте равной Н=27⋅10 м при максимальном пропульсивном КПД (η): η=0,6.
По определению пропульсивного КПД - это отношение работы тяги (Н⋅м) к теплу (Дж), сообщенному потоку воздуха в КС.
Т.е
где Р - потребная тяга, кг
g - земное ускорение,
- расстояние, преодоленное ГЛА, на определенном интервале времени, м
кс
Q - количество тепловой энергии, подведенной к потоку воздуха в КС на том же интервале времени, Дж.
Для удобства расчета по определению максимальной скорости полета ГЛА зададимся интервалом времени, равным одной секунде, тогда выражение (1) можно преобразовать через секундный расход МТ:
T
где m - секундный расход модифицированного топлива, кг/с;
u
Н(МТ) - удельная теплота его сгорания, Дж/кг.
Т.к.  - удельный импульс в системе СИ (м/с), то
На интервале разгона от 4 М до 6 М, согласно графику на фиг. 2
C
u
6
J=Const, а Н(МТ)=40⋅10 Дж/кг - величина постоянная, то из этого следует, что
п
Т.к.  на интервале в одну секунду - это есть скорость полета (U), тогда выражение (3) примет вид:
п
Таким образом, из выражения (4) видно, что рост скорости полета U прямо пропорционален росту пропульсивного КПД.
р
Согласно графику на фиг. 3 пропульсивный КПД на разгонной траектории от 4 М до 6 М достигает своего максимального значения: η=0,6. Дальнейший рост скорости полета ведет к монотонному падению пропульсивного КПД, что приводит к снижению скорости - данное утверждение приведено в книге «Аэродинамическое проектирование самолетов», автор Д. Кюхеман.
р
р
Если равенство η=0,6 развернуть, то  становится понятен физический смысл пропульсивного КПД, т.е. тепловая энергия запасенного топлива при η=0,6 распределяется следующим образом:
0,6 Дж - идет на полезную работу тяги, а
0,4 Дж - на «паразитный» разогрев набегающего потока воздуха.
Следовательно, рост скорости полета ГЛА зависит от преобразователя тепловой энергии в полезную работу тяги, т.е. от ПВРД с. г. - это возможно достичь на разгонной траектории при условии механизации воздухозаборника и КС для сохранения их оптимальных параметров.
п
р
зв
3
2
Определим максимальную крейсерскую скорость (U) при η=0,6 на крейсерской высоте полета ГЛА, равной 27⋅10 м, где скорость звука α=298,78 м/с; земное ускорение g=9,724 м/с.
u
u
с
6
6
На графике фиг. 2 при удельной теплоте сгорания Н=43⋅10 Дж/кг импульс равен 1260 с. При пересчете на МТ с удельной теплотой сгорания Н(МТ)=40⋅10 Дж/кг удельный импульс модифицированного топлива составит J(MT)=1172 с.
п
Из выражения (4) определим U:
Т.к. , то , т.е. М=7.
При технической реализации концепции эта скорость, как показывает практика, будет несколько ниже - это подтверждается американцами. Испытания по программе Х-51А проводятся в исследовательском центре НАСА Лэнгли. Целью этой программы является демонстрация возможности создания ПВРД с. г. масштабируемой размерности, исследования по выбору и разработке термостойких материалов, интеграции планера и двигателя, а также других ключевых технологий необходимых для осуществления полета в интервале от 4,5 М до 6,5 М.
Таким образом, при полете ГЛА в плотных слоях атмосферы на углеводородном топливе, с последующей его модификацией, была достигнута максимальная скорость полета, полученная расчетным путем, равная 7 М, с последующим выходом на оптимальную крейсерскую высоту полета.