СПОСОБ ОРГАНИЗАЦИИ ГОРЕНИЯ В ГИПЕРЗВУКОВОМ ПРЯМОТОЧНОМ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНОМ ДВИГАТЕЛЕ И ГИПЕРЗВУКОВОЙ ПРЯМОТОЧНЫЙ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
METHOD OF INDUCING COMBUSTION IN HYPERSONIC RAMJET ENGINE AND HYPERSONIC RAMJET ENGINE

Изобретение относится к двигателестроению, а точнее к способу организации горения в гиперзвуковом прямоточном реактивном двигателе и гиперзвуковому прямоточному воздушно-реактивному двигателю с горением в наклонной детонационной волне.
Известен способ организации горения в гиперзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе, заключающийся в подаче топлива до входа в камеру сгорания (патент РФ №2262000). Подачу топлива осуществляют перед воздухозаборником в зоне, образованной между топливной форсункой, пилонами и воздухозаборником.
Известен способ организации режима горения в прямоточном воздушно-реактивном двигателе гиперзвукового летательного аппарата, при котором топливовоздушную смесь подают в камеру сгорания двигателя, генерируют внутренние ударные волны в проточной части камеры сгорания, формируемые регулируемыми элементами камеры сгорания, и осуществляют детонационное горение смеси в камере сгорания с последующим расширением продуктов детонации в сопле (патент РФ №2285143). В проточной части камеры сгорания создают систему симметричных наклонных падающих ударных волн. В центральной части поперечного сечения камеры сгорания происходит детонационное сжигание смеси с образованием в ней высокотемпературной области продуктов детонации.
Известно (Г.Н.Абрамович. Прикладная газовая динамика. Из-во «Наука» М., 1976, 888 с), что направленный импульс тяги эффективно можно реализовать с помощью струи, истекающей через сопловое устройство типа сопла Лаваля, которое содержит дозвуковую часть, представляющую сужающийся канал в направлении течения, и сверхзвуковую часть - быстро расширяющийся канал, например, конической формы, от некоторого минимального сечения, которое называется критическим сечением.
Известен гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель, содержащий корпус с камерой сверхзвукового горения, центральным телом, укрепленным в тракте двигателя и источник подвода горючего (заявка РФ №94016727, опубл. 1996 г.).
Известен сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель, содержащий центральное тело, на поверхности которого непосредственно за критическим сечением сжигают топливо (авторское свидетельство СССР №636867, опубл. 2005 г.).
Из результатов исследований следует, что использование управления цепным механизмом химических реакций обеспечивает повышение эффективности процесса горения. Интенсификация цепного механизма химических реакций при горении позволяет найти новые решения по организации рабочего процесса в камере сгорания прямоточных двигателей для больших сверхзвуковых скоростей полета и существенно повысить тяговые характеристики двигателя в составе силовой установки летательного аппарата.
Одним из способов организации эффективного горения в прямоточном двигателе для больших сверхзвуковых чисел Маха полета является горение топливовоздушной смеси за фронтом наклонной детонационной волны. Так, например, в работе Chinitz W. "On the use of shock-induced combustion in hypersonic engines." AIAA Paper №96-4536. 1996 г. показано, что применение режима детонационного горения в наклонной детонационной волне в прямоточном воздушно-реактивном двигателе позволяет увеличить удельный импульс тяги двигателя в сравнении с традиционным гиперзвуковым воздушно-реактивным двигателем с диффузионным режимом горения, начиная с числа Маха полета М=12. По оценкам этой работы выигрыш по удельному импульсу двигателя с горением за наклонной детонационной волной возрастает по мере увеличения числа Маха полета, где эффективность гиперзвукового прямоточного двигателя резко уменьшается. При числе Маха М=16 по оценкам упомянутой работы этот выигрыш по удельному импульсу может достигать почти 30%.
Реализация горения в наклонной детонационной волне требует создания наклонной ударной волны, которая запускает процесс горения при повышении давления и температуры за ней. Однако практическое осуществление режима горения в наклонной детонационной волне с учетом реального кинетического механизма химических реакций требует больших длин формирования наклонной детонационной волны из-за большого времени индукции за фронтом ударной волны. Это приводит к существенному удлинению камеры сгорания, что сопровождается ростом весогабаритных характеристик конструкций таких двигателей, или делает ее практически нереализуемой из-за невозможности сформировать наклонную детонационную волну на приемлемой с практической точки зрения длине (А.М.Старик, Н.С.Титова. Кинетика и катализ. 2003, т.44, №1, с.35-46). Поэтому сокращение длины зоны формирования наклонной детонационной волны является ключевой проблемой реализации концепции прямоточного двигателя с горением в наклонной детонационной волне.
В основу изобретения положена задача создания способа организации горения в гиперзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе и гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя, позволяющих повысить эффективность двигателя путем сокращения длины зоны формирования наклонной детонационной волны.
2
Техническим результатом является интенсификация горения за счет повышения скорости химических реакций горения в гиперзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе путем возбуждения молекул окислителя О во второе электронно-возбужденное состояние
Техническим результатом является также повышение эффективности гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя за счет интенсификации химических реакций горения и увеличения импульса тяги.
Суть изобретения заключается в увеличении физической скорости энерговыделения и сокращении длины зоны формирования наклонной детонационной волны (сокращении зоны индукции в сверхзвуковом потоке).
Поставленная задача решается тем, что в способе организации горения в гиперзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе, включающем подачу топлива в сверхзвуковой воздушный поток и организацию горения полученного сверхзвукового потока топливовоздушной смеси формированием плоской наклонной ударной волны и инициированием стационарной наклонной детонационной волны, сверхзвуковой поток топливовоздушной смеси дополнительно перед формированием плоской наклонной ударной волны облучают лазерным многократно отраженным излучением с частотой, резонансно совпадающей с частотой линии поглощения молекулярного кислорода из основного электронного состояния в возбужденное метастабильное состояние.
14
-1
Частота лазерного излучения составляет примерно 3.93×10 с.
Поставленная задача решается также тем, что гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель, содержащий удлиненный корпус, на одном конце которого имеется вход для воздуха как окислителя топлива, промежуточная часть корпуса оборудована как камера сгорания и снабжена устройством для ввода топлива и клиновидным телом с вершиной клина, обращенной навстречу сверхзвуковому потоку, снабжен источником лазерного излучения с частотой, резонансно совпадающей с частотой линии поглощения молекулярного кислорода из основного электронного состояния в возбужденное метастабильное состояние  с отражателями излучения, установленными при вершине клина.
Целесообразно в качестве источника лазерного излучения использовать волоконный лазер с диодной накачкой (см., например, И.А.Буфетов, М.М.Бубнов и др. Квантовая электроника 35. №4 (2005), с.328).
14
-1
Частота лазерного излучения составляет ν примерно 3.93×10 с и соответствует частоте в области длин волн излучения: ≈762 нм.
В дальнейшем изобретение поясняется описанием и чертежами, где:
на фиг.1 показана принципиальная схема организации горения в сверхзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе, согласно изобретению,
на фиг.2 - вид А-А принципиальной схемы фиг.1.
Для осуществления горения в гиперзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе топливо подают в сверхзвуковой воздушный поток и организуют горение полученного сверхзвукового потока топливовоздушной смеси формированием плоской наклонной ударной волны и инициированием стационарной наклонной детонационной волны.
2
14
-1
В качестве топлива может быть применено топливо на основе водорода (Н). Согласно изобретению сверхзвуковой поток топливовоздушной смеси перед формированием плоской наклонной ударной волны дополнительно облучают многократно отраженным лазерным излучением с частотой, резонансно совпадающей с частотой линии поглощения молекулярного кислорода из основного электронного состояния в возбужденное метастабильное состояние. Эта частота составляет примерно 3.93×10 с и соответствует частоте в области длин волн излучения: ≈762 нм.
2
Известно, что поглощение лазерного излучения молекулами кислорода возможно на указанной частоте в области длин волн ≈762 нм. См., например, «Н.И Липатов, А.С.Бирюков, Э.С.Гулямова. Квантовая электроника 38. №13, 1179 (2008)». Возбужденные молекулы в результате межмолекулярных соударений переходят далее в синглетное состояние О (А 1Δg) и становятся более активными в преодолении активационного барьера химической реакции окисления, поэтому процесс окисления горючего происходит с гораздо большей скоростью и зона индукции значительно сокращается.
2
При облучении сверхзвукового потока топливовоздушной смеси перед формированием плоской наклонной ударной волны лазерным излучением с частотой, резонансно совпадающей с частотой линии поглощения молекулярного кислорода из основного электронного состояния в возбужденное метастабильное состояние, происходит возбуждение молекул окислителя О в электронно-возбужденное состояние  и увеличение скорости энерговыделения при осуществлении режима непрерывного детонационного горения. Генерацию указанного состояния осуществляют переводя молекулы кислорода лазерным излучением из основного электронного состояния  в возбужденное состояние
Увеличение физической скорости энерговыделения и сокращение ее зоны индукции в сверхзвуковом потоке приводит к повышению эффективности горения в сверхзвуковых топливовоздушных потоках.
Принципиальная схема гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя, реализующего способ согласно изобретению, представлена на фиг.1 и 2.
Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит удлиненный корпус, на одном конце которого имеется вход для воздуха как окислителя топлива в виде воздухозаборника. Воздухозаборник двигателя щелевого типа образован пластинами 1 и 2 и боковыми пластинами, которые не показаны, чтобы не загромождать рисунок.
Промежуточная часть 6 корпуса оборудована как камера сгорания и снабжена устройством 5 для ввода топлива, например инжектором водорода, и клиновидным телом (клином) 4 стабилизации детонационной волны. Вершина клина 4 обращена навстречу сверхзвуковому потоку.
Промежуточная часть 6 служит для смешения окислителя топлива и сгорания полученной смеси с формированием плоской наклонной ударной волны и инициированием стационарной наклонной детонационной волны 7.
Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель, согласно изобретению, снабжен источником 12 лазерного излучения с частотой, резонансно совпадающей с частотой линии поглощения молекулярного кислорода из основного электронного состояния в возбужденное метастабильное состояние, который установлен перед клином 4 и формирует область воздействия лазерного излучения 9, с отражателями излучения 10 и 11, лучей (Ye×lp), установленными перед вершиной клина 4, площадью сечения пучка лучей (Ye×lp).
Целесообразно в качестве источника лазерного излучения использовать волоконный лазер с диодной накачкой (см., например, И.А.Буфетов, М.М.Бубнов и др. Квантовая электроника 35. №4 (2005), с.328).
14
-1
Частота источника лазерного излучения составляет примерно: ν=3.93×10 с и соответствует частоте в области длин волн излучения: ≈762 нм.
Сокращение длины зоны индукции осуществляется воздействием на водородно-воздушную смесь лазерным излучением с площадью сечения пучка лучей (Ye×lp) в расчетной области перед клином 4 стабилизации детонационной волны.
При обтекании сверхзвуковым потоком верхней пластины 1 с внешним углом, например 5°, образуются волновые возмущения в виде падающих и отраженных наклонных скачков уплотнения 3 на пластинах 1 и 2 воздухозаборника. На выходе области третьего скачка уплотнения располагается инжектор 5 подачи топлива в виде жидкого или газообразного водорода. После смешения под действием трехскачкового волнового возмущения на фронте третьего скачка в потоке развивается температура, достаточная для воспламенения водородно-воздушной смеси. После отражения скачка от нижней пластины 2 в области воспламенения образуется наклонная ударная волна, стабилизированная клинообразным встречным выступом с углом 8° при вершине клина 4, как показано на фиг.2.
После детонационного фронта по потоку создается зона индукции непрерывного детонационного горения с повышенной температурой и сверхзвуковой скоростью истечения, создающая импульс тяги двигателя.
Источником лазерного излучения может служить волоконный лазер, накачка которого может осуществляться с помощью светодиодов. Техника волоконных лазеров в настоящее время достигла высокого уровня, что позволяет (Н.И.Липатов, А.С.Бирюков, Э.С.Гулямова. Квантовая электроника 38. №13, 1179, 2008) перешагнуть киловаттный уровень выходной мощности излучения. Поэтому, несмотря на малый коэффициент поглощения лазерного излучения на указанном переходе молекулярного кислорода, можно получить достаточную концентрацию молекул синглетного кислорода в потоке, позволяющую инициировать непрерывное детонационное горение в сверхзвуковом потоке указанным способом.
Кроме того, увеличивая длину оптического хода в облучаемом потоке, например, за счет повторного многократного прохождения возбуждающего излучения через облучаемую среду, можно также значительно увеличить концентрацию молекул синглетного кислорода на фронте наклонной детонационной волны и ускорить процесс горения на ее фронте.
Длину оптического хода в облучаемом потоке согласно изобретению увеличивают за счет повторного многократного прохождения возбуждающего излучения через облучаемую среду с помощью отражающих излучение зеркал 10 и 11, расположенных на границах потока в соответствующих граничных областях Ye и lp (фиг.2). Это значительно увеличивает концентрацию молекул синглетного кислорода на фронте наклонной детонационной волны и ускоряет процесс химической реакции горения на ее фронте.
Применение предлагаемого способа и устройства позволяет заметно увеличить импульс тяги гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя и существенным образом улучшить его весогабаритные характеристики, что в совокупности, при реализации на практике, создает значительный технико-экономический эффект.