Сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель

Полезная модель относится к авиационному двигателестроению, а именно к сверхзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателям (СПВРД), и может быть использована в двигательных установках сверхзвуковых и гиперзвуковых летательных аппаратов, в частности воздушно-космических самолетов (ВКС).
Известно, что гиперзвуковые и сверхзвуковые летательные аппараты на определенном участке траектории полета используют для организации горения в камере сгорания двигателя в качестве окислителя атмосферный кислород. По мере увеличения скорости полета, начиная с некоторых скоростей, необходимо реализовать работу двигателя в режиме сверхзвукового горения топливовоздушной смеси, иначе потери тяги будут слишком большими в результате уменьшения пропульсивного коэффициента полезного действия (КПД). Например, при скорости полета, соответствующей числу Маха (М) (отношение скорости полета к местной скорости звука) М=6, в случае использования для организации горения топливовоздушной смеси в двигателе традиционного для воздушно-реактивных двигателей термодинамического цикла Брайтона (цикл сгорания топлива при постоянном давлении), оптимальная скорость топливовоздушной смеси в камере сгорания двигателя будет соответствовать числу Маха М=1,8.
Одним из перспективных направлений совершенствования СПВРД является переход от термодинамического цикла Брайтона к термодинамическому циклу детонационного горения топливовоздушной смеси (Фике-Джакобса). Применение термодинамического цикла детонационного горения при прочих равных условиях обеспечивает увеличение КПД двигателя на 15-25% во всем диапазоне скоростей полета ВКС. Такие условия горения уже нашли применение в современных СПВРД. Отличие термодинамического цикла Фике-Джакобса состоит в том, что подвод тепла к рабочему телу (топливовоздушной смеси) при детонационном горении в камере сгорания происходит по адиабате Рэнкина-Гюгонио. Цикл Фике-Джакобса превосходит по термодинамической эффективности цикл Хамфри и значительно превосходит цикл Брайтона во всем диапазоне степени повышения давления воздуха нагнетаемого компрессором в камеру сгорания. Так, для достижения такого же КПД, как у цикла Фике-Джакобса, традиционному реактивному двигателю нужно иметь степень сжатия воздуха в компрессоре в пять раз больше.
Известен пульсирующий детонационный прямоточный воздушно-реактивный двигатель (патент РФ №2476705, опубл. 2013 г.), содержащий последовательно состыкованные сверхзвуковой воздухозаборник, сверхзвуковую камеру смешения, сверхзвуковую камеру сгорания, выходное сверхзвуковое сопло. Двигатель оснащен системой подачи топлива в камеру смешения, выполненной в виде установленных в камере смешения пилонов, на которых размещены сопла для распыления топлива, связанные топливными каналами с топливным баком. Канал газовоздушного тракта двигателя расположен между сверхзвуковым воздухозаборником и сверхзвуковой камерой смешения. Воспламенитель топливовоздушной смеси расположен в сверхзвуковой камере сгорания в поперечной нише и выполнен постоянно работающим. Коллекторы и каналы системы подачи топлива выполнены открытыми с возможностью газодинамического перекрытия.
В процессе работы двигателя на вход сверхзвуковой камеры смешения через сверхзвуковой воздухозаборник и канал газовоздушного тракта подают воздух, а через установленные на пилонах сопла - топливо, для формирования в сверхзвуковой камере топливовоздушной смеси, которая инициируется воспламенителем и на выходе сверхзвуковой камеры сгорания инициирует детонационную волну, а дальнейшую работу двигателя обеспечивают путем прерывистого изменения подачи топлива, вызывая изменение направления и скорости перемещения детонационной волны относительно тракта двигателя по потоку и в обратном направлении, причем детонационную волну инициируют постоянно работающим воспламенителем и обеспечивают прохождение детонационной волны через сверхзвуковые камеру сгорания, камеру смешения и канал газовоздушного тракта с торможением детонационной волны в зоне пилонов, а прерывистое изменение подачи топлива обеспечивают газодинамическим перекрытием топливных каналов.
Недостатком конструкции данного двигателя является большая длина области перехода от дефлаграции (медленного горения) к детонации, которая в зависимости от скорости и высоты полета может достигать десятков и даже сотен метров. Другим недостатком данного двигателя является сравнительно низкая частота следования детонационных волн, которая в предложенной конструктивной схеме определяется не скоростью потока и детонационной волны, а инерционностью системы подачи топлива. Третьим недостатком данного двигателя является сложность его регулирования, так как скорость распространения детонационной волны по потоку полностью определяется составом топливовоздушной смести, ее давлением и температурой, следовательно, на заданной скорости полета частота следования детонационных волн может регулироваться в очень ограниченном диапазоне.
Наиболее близким по технической сущности и достигаемому техническому результату к предлагаемой полезной модели является СПВРД (патент РФ на полезную модель №172777, опубл. 2017 г.), содержащий последовательно состыкованные сверхзвуковой воздухозаборник, сверхзвуковую камеру сгорания и выходное сверхзвуковое сопло, размещенные в воздухозаборнике на пилонах топливные форсунки системы подачи топлива, а также установленный в проточной части камеры сгорания и выполненный в виде сетки из диэлектрического материала воспламенитель поступающей из воздухозаборника в камеру сгорания топливовоздушной смеси, инициируемый расположенным снаружи двигателя устройством поджига, причем воздухозаборник оснащен двумя расположенными в его полости напротив друг друга пластинами, установленными в полости воздухозаборника с возможностью регулирования их углового положения.
При работе двигателя набегающий высокоскоростной сверхзвуковой поток воздуха поступает в воздухозаборник, где сжимается и нагревается до заданных параметров, после чего поступает в проточную часть камеры сгорания. Установленный в проточной части камеры сгорания воспламенитель инициируется посредством устройства поджига, в результате чего генерируются стримерные СВЧ-разряды, которые распространяются по воспламенителю-сетке в направлении против СВЧ-излучения. Глубина распространения разряда зависит от напряженности СВЧ-поля и может регулироваться так, чтобы разряд не проникал в область за ножку Маха. Скорость распространения стримерного разряда достигает 10-15 км/с, то есть обеспечивает практически мгновенное инициирование горения топлива по всей площади поперечного сечения проточной части камеры сгорания. Продукты сгорания топливовоздушной смеси расширяются в сверхзвуковом сопле, создающем тягу двигателя.
В результате анализа известного двигателя необходимо отметить, что его конструкция обеспечивает функционирование в режиме непрерывного горения топливовоздушной смеси и регулирование в широком диапазоне скоростей полета и потребной тяги за счет независимого от процесса детонации управления воздухозаборником. Независимое управление воздухозаборником, топливными форсунками и детонацией обеспечивает возможность регулирования работы двигателя в широком диапазоне скоростей и высоты полета, а также потребной тяги двигателя.
Однако выполнение воспламенителя в виде сетки, расположенной поперечно в проточной части камеры сгорания, создает сопротивление проходящему по проточной части потоку, что уменьшает проходное сечение проточной части камеры сгорания и приводит к уменьшению энергии потока, Необходимо также отметить, что конструкция воспламенителя не обеспечивает оптимального процесса сгорания топливовоздушной смеси в проточной части камеры сгорания. Изложенное выше приводит к снижению КПД двигателя. Кроме того, возникает необходимость в периодической замене воспламенителя, так как он работает в условиях высоких температур и сверхзвуковых скоростей, а это снижает длительность непрерывной работы двигателя.
Техническим результатом настоящей полезной модели является повышение КПД двигателя за счет улучшения условий для поджига и сгорания топливовоздушной смеси в камере сгорания при обеспечении непрерывного сверхзвукового горения топливовоздушной смеси в ее проточной части в режиме недосжатой детонации, а также за счет уменьшения сопротивления проходящего через проточную часть камеры сгорания потока топливовоздушной смеси и продуктов ее сгорания.
Указанный технический результат обеспечивается тем, что в сверхзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе, содержащем последовательно состыкованные сверхзвуковой воздухозаборник, сверхзвуковую камеру сгорания и сверхзвуковое сопло, направляющие пластины, установленные в полости воздухозаборника с возможностью регулирования их углового положения относительно его продольной оси, размещенные в воздухозаборнике топливные форсунки, а также расположенный в проточной части камеры сгорания воспламенитель топливовоздушной смеси и устройство поджига, новым является то, что воспламенитель топливовоздушной смеси выполнен в виде вкладыша, имеющего форму трубы и размещенного в проточной части камеры сгорания на ее стенке, полость вкладыша сообщена со сверхзвуковым воздухозаборником и сверхзвуковым соплом, при этом двигатель оснащен инициатором горения топливовоздушной смеси, установленным на входе проточной части камеры сгорания.
Сущность заявленной полезной модели поясняется графическими материалами, на которых представлена схема СПВРД и формирующейся в нем ударно-волновой структуры.
СПВРД состоит из последовательно состыкованных друг с другом сверхзвукового воздухозаборника (далее - воздухозаборник), сверхзвуковой камеры сгорания (далее - камера сгорания) и сверхзвукового сопла (далее - сопло).
Воздухозаборник оснащен направляющими пластинами 1 и 2, установленными в полости воздухозаборника напротив друг друга с возможностью регулирования их углового положения относительно продольной оси воздухозаборника. Механизм регулирования такого положения является известным и может быть выполнен в виде, например, шарнирного узла поворота в местах сопряжения направляющих пластин с горизонтальными поверхностями воздухозаборника.
Установленные внутри воздухозаборника направляющие пластины 1 и 2 предназначены для формирования в потоке образованной в нем топливовоздушной смеси оптимальной ударно-волновой структуры.
Пластина 1 обеспечивает формирование в воздухозаборнике косой ударной волны 3. Пластина 2 обеспечивает формирование в воздухозаборнике косой ударной волны 4. В процессе работы СПВРД косые ударные волны 3 и 4 пересекаются нерегулярным образом, образуя в месте пересечения прямую ударную волну - ножку Маха 5, а также отраженные косые ударные волны 6 и 7.
Наличие направляющих пластин и возможность задания их углового положения характерно и для решения - наиболее близкого аналога и позволяет регулировать расход воздуха, проходящего через воздухозаборник в зависимости от высоты и скорости полета летательного аппарата.
В воздухозаборнике, предпочтительно на одной из его пластин, например пластине 1, размещены форсунки 8 топливной системы двигателя, предназначенные для подачи топлива в проходящий по воздухозаборнику воздушный поток для образования топливовоздушной смеси, подаваемой в камеру сгорания, выход которой состыкован с входом сопла.
В проточной части камеры сгорания размещен воспламенитель 9 топливовоздушной смеси, выполненный из диэлектрического материала (например, углеволокна или керамики). Конструктивно воспламенитель 9 может быть реализован в виде вкладыша, имеющего форму трубы, размещенного продольно в проточной части на ее стенке. Внутренняя поверхность вкладыша (внутренняя стенка трубы) в данном случае практически является формообразующей поверхностью проточной части, а полость вкладыша (трубы) сообщена с воздухозаборником и соплом. Конструктивно воспламенитель может быть реализован и иным образом, например в виде слоя диэлектрического материала, нанесенного (например, посредством напыления) на образующую проточную часть камеры сгорания стенку (стенки). Нанесенный слой также имеет форму трубы. Для патентуемого решения конкретное выполнение воспламенителя не является принципиальным. При любом его исполнении воспламенитель 9 топливовоздушной смеси установлен в проточной части камеры сгорания по ее длине и фактически формирует ее внутреннюю поверхность.
Вне камеры сгорания, у ее наружной стенки, например в зоне сочленения камеры сгорания с соплом, установлено устройство поджига 10, выполненное известным образом, например в виде генератора электромагнитного сверхвысокочастотного (СВЧ) излучения магнетронного типа.
Устройство поджига 10 предназначено для введения в работу инициатора 11 горения топливовоздушной смеси, поступающей из воздухозаборника в проточную часть камеры сгорания (в полость воспламенителя 9). Инициатор 11 горения топливовоздушной смеси размещен в проточной части камеры сгорания, на ее входе в зоне сочленения камеры сгорания с воздухозаборником и может быть выполнен, например, в виде стержней, установленных на стенке проточной части камеры сгорания поперек ее проходного канала. Для эффективной работы длина каждого стержня должна быть примерно равной половине длины волны подаваемого устройством поджига на инициатор 11 электромагнитного СВЧ излучения. Поперечное сечение стержней может быть произвольной формы, например квадратной, круглой и пр. Инициатор горения топливовоздушной смеси также может быть выполнен в виде кольца из токопроводящего материала, например из жаропрочной стали. Инициатор 11 при работе двигателя выступает в роли полуволнового вибратора, на котором, вследствие действия электромагнитного СВЧ излучения устройства поджига 10, за счет явления резонанса, генерируется стримерный СВЧ разряд.
СПВРД работает следующим образом.
В процессе работы двигателя из поступающего в воздухозаборник потока воздуха за счет пластин 1 и 2 формируется система двух наклоненных под разными углами косых ударных воздушных волн 3 и 4, распространяющихся по направлению к камере сгорания, постепенно сближаясь друг с другом.
За ударной волной 3 выполняется предварительное перемешивание воздуха с топливом, подаваемым в полость воздухозаборника через форсунки 8, с образованием топливовоздушной смеси.
За ударными волнами 4 и 7 происходит сжатие воздуха без смешения с топливом. Это позволяет регулировать количество воздуха, непосредственно попадающего в камеру сгорания, где он впоследствии смешивается с поступающей в камеру сгорания топливовоздушной смесью, тем самым регулируется количество окислителя подаваемого в проточную часть камеры сгорания.
Косые ударные волны 3 и 4 имеют разные углы наклона к вектору скорости набегающего потока. Они пересекаются нерегулярным (Маховским) образом с образованием ножки Маха 5, течение за которой становится дозвуковым, а также исходящих косых ударных волн 6 и 7, скорость потока за которыми сверхзвуковая. Косые ударные волны 3, 6 и 4, 7 обеспечивают сжатие в воздухозаборнике воздуха и топливовоздушной смеси с наименьшими потерями полного давления и оптимальную для заданной скорости полета скорость топливовоздушной смеси в проточной части камеры сгорания.
Геометрия воздухозаборника подбирается таким образом, чтобы ножка Маха 5 имела минимальную высоту, так как на ней потери полного давления максимальны. Если высота ножки Маха 5 небольшая, то дозвуковой поток за ней в результате его эжекции сверхзвуковым потоком тоже становится сверхзвуковым.
Получаемая на выходе воздухозаборника топливовоздушная смесь целиком проходит через систему косых ударных волн 3 и 6 и не попадает на ножку Маха 5, что позволяет исключить преждевременную детонацию смеси.
В результате топливовоздушная смесь, прошедшая через систему косых ударных волн 3 и 6, оказывается сжатой и нагретой до заданных параметров, после чего поступает в проточную часть камеры сгорания. Устройство поджига 10 генерирует импульсы электромагнитного СВЧ излучения с длительностью импульса порядка 1 мкс. Установленный в проточной части камеры сгорания инициатор 11 облучается данными импульсами (выступает в роли полуволнового вибратора) и в результате возникающего резонанса генерирует стримерные СВЧ разряды, приводящие к поджигу поступающей в проточную часть камеры сгорания топливовоздушной смеси. Генерируемые инициатором 11 стримерные разряды распространяются от инициатора 11 вдоль поверхности воспламенителя 9 в направлении против генерируемого устройством поджига электромагнитного СВЧ излучения, в результате происходит поджиг топливовоздушной смеси по всей длине внутренней поверхности воспламенителя 9. Величина стримерного разряда зависит от напряженности СВЧ поля и может регулироваться изменением мощности устройства поджига 10. Скорость распространения стримерного разряда, в зависимости от скорости, температуры и полного давления потока топливовоздушной смеси, может достигать 10-15 км/с, то есть обеспечивается практически мгновенное инициирование горения топлива у стенки воспламенителя 9 по всей ее площади. Фронт горения топливовоздушной смеси распространяется от внутренней стенки воспламенителя, образующей проточную часть камеры сгорания, где формируется СВЧ разряд, к ее центральной части. На некотором расстоянии от входа в проточную часть камеры сгорания фронт горения сливается и горение распространяется по всей площади поперечного сечения проточной части камеры сгорания.
Весьма важно, что поджигание топливовоздушной смеси в камере сгорания происходит практически мгновенно. Исследование показало, что стримерный разряд обеспечивает устойчивое поджигание смеси в сверхзвуковом потоке, срыва пламени не происходит (Булат П.В., Есаков И.И., Волобуев И.А., Грачев Л.П. О возможности ускорения горения в камерах сгорания перспективных реактивных двигателей при помощи глубоко подкритического СВЧ-разряда // Научно-технический вестник информационных технологий, механики и оптики. 2016. Т. 16. №2. С. 382-385).
Примененная схема поджига обеспечивает гарантированный поджиг топливовоздушной смеси и практически мгновенное распространение процесса горения по всей проточной части камеры сгорания, что обеспечивает быстрое и практически полное сгорание топливовоздушной смеси, повышая КПД двигателя.
Продукты сгорания топливовоздушной смеси из камеры сгорания поступают в сопло, создавая тягу двигателя.
Применение электромагнитного СВЧ излучения, формирующего на инициаторе 11 стримерный СВЧ разряд, распространяющийся вдоль воспламенителя из диэлектрика, обеспечивает непрерывное сверхзвуковое горение топливовоздушной смеси в камере сгорания в режиме так называемой недосжатой детонации. Это повышает эффективность работы двигателя за счет того, что КПД термодинамического цикла детонационного горения выше, чем КПД цикла дозвукового горения при постоянном давлении (цикла Брайтона).
Весьма важно также и то, что в полости камеры сгорания отсутствуют конструктивные элементы, создающие сопротивление потоку топливовоздушной смеси и продуктам ее сгорания. Это обеспечивает снижение потерь энергии в двигателе. Кроме того, расположение элементов конструкции на периферии рабочей области камеры сгорания обеспечивает снижение действующих на них механических и температурных нагрузок, что позволяет уменьшить их массу и увеличить эксплуатационный ресурс.