ВЫСОКОЭНЕРГЕТИЧНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ СТАРОВЕРОВА (ВАРИАНТЫ)
STAROVEROV HIGH-ENERGY ENGINE (VERSIONS)

Изобретение относится к воздушно-реактивным турбинным и прямоточным двигателям и к жидкостным ракетным двигателям (далее -двигателям). Наиболее целесообразным является применение изобретения в одноразовых воздушно-прямоточных двигателях с небольшим ресурсом (300-400 км) и в ракетных. Такие двигатели применяются и еще более широко будут применяться в боевых ракетах.
Известны воздушно-реактивные двигатели, см. например пат. 1763695 или 2067683.
Для достижения максимальных скоростей на непродолжительное время целесообразно использовать топливо, дающее максимальное тепловыделение в пересчете на единицу (1 кг) кислорода, использованного для сгорания этого топлива.
Жидкостный ракетный двигатель работает аналогично: в двойные стенки подается метан, из них в камеру сгорания - водород, а также кислород или иной окислитель.
р
Автором произведен пересчет этого тепловыделения для ряда наиболее распространенных и доступных веществ, потенциально пригодных для использования в качестве топлива. Наиболее перспективным топливом является водород, его тепловыделение 17,75 МДж/кг. Ближайшим к нему является ацетилен - 16,29 МДж/кг. Для сравнения - тепловыделение авиационного керосина примерно 12,3÷13,6 МДж/кг (по разным данным). То есть имеется возможность повысить на 31÷44% тепловыделение в камере сгорания, на 16÷28% повысить температуру в камере сгорания без учета нелинейности С теплоемкости при постоянном давлении, и на 6÷8% повысить КПД двигателя. То есть, в общем, повысить мощность двигателя на 38÷55%.
Ацетилен дает несколько меньшее тепловыделение на 1 кг кислорода, но при его сгорании образуется более высокая температура, а значит, происходит более заметное повышение кпд. И по степени повышения мощности он близок к водороду.
Однако применение водорода или ацетилена в качестве топлива сопряжено с очень большими эксплуатационными трудностями.
Задачей изобретения является повышение мощности и КПД двигателя.
Поставленная задача решается следующим образом.
В первом варианте высокоэнергетичный двигатель содержит камеру сгорания и сопло, а стенки камеры сгорания выполнены двойными, в которых метан претерпевает термическое разложение. Стенки камеры сгорания имеют гофрирование. Камера сгорания имеет в двойных стенках шнек. Шнек приводится в движение наружными турбинными лопатками от действия скоростного потока газа или воздуха, или вращается пневмоприводом, работающим на избыточном давлении метана.
Во втором варианте высокоэнергетичный двигатель содержит форсажную камеру сгорания и сопло, имеет двойные стенки форсажной камеры сгорания, в которых метан претерпевает термическое разложение. Форсажная камера сгорания имеет в двойных стенках шнек. Шнек приводится в движение наружными турбинными лопатками от действия скоростного потока газа или воздуха. Шнек вращается пневмоприводом, работающим на избыточном давлении метана.
В третьем варианте высокоэнергетичный двигатель содержит камеру сгорания и сопло, имеет двойные стенки сопла, в котором метан претерпевает термическое разложение. Сопло имеет в двойных стенках шнек. Шнек приводится в движение наружными турбинными лопатками от действия скоростного потока газа или воздухд или вращается пневмоприводом, работающим на избыточном давлении метана.
В четвертом варианте высокоэнергетичный двигатель содержит камеру сгорания и сопло, при этом имеет одно или несколько полых тел внутри камеры сгорания, через полости которых пропускают топливо. Стенки полых тел имеют гофрирование. Концы полых тел образуют расширяющееся сопло. В полом теле (телах) имеется шнек.
Шнек вращается наружными турбинными лопатками от действия скоростного потока газа или воздуха, или шнек вращается пневмоприводом, работающим на избыточном давлении метана. Шнеки приводятся в движение с помощью тангенциально установленных на вращающейся передней законцовке внутренних тел патрубков, через которые подается топливо.
В пятом варианте высокоэнергетичный двигатель содержит камеру сгорания и сопло, имеет смесеобразующую решетку на входе в камеру сгорания, состоящую из полых крылообразных элементов, в которых имеются щели или отверстия.
Сущность изобретения состоит в том, что самолет или ракета заправляются более доступным и удобным метаном (температура кипения при атмосферном давлении - 161,5°С, критическая температура - 82°С). А двигатель имеет двойные стенки основной и/или форсажной камер сгорания и/или сопла и/или имеет одно или несколько полых внутренних тел в камере сгорания, через полости которых пропускается топливо.
Метан, попадая в полость между двойными стенками камеры сгорания, претерпевает термическое разложение на водород и углерод. Водород подается в камеру сгорания, где и сгорает.
Следует отметить одну особенность такого двигателя: т.к. водород подается в камеру сгорания в нагретом состоянии и газообразной фазе, то горение его при хорошем смесеобразовании с воздухом будет происходить очень быстро. Поэтому длина камеры сгорания такого двигателя может быть существенно меньше.
Так как давление водорода на входе в камеру сгорания небольшое, то для его смешивания с воздухом не потребуются толстостенные трубопроводы и форсунки. Можно произвести достаточно качественное смесеобразование с помощью решетки из полых крылообразных элементов, в задней и/или передней кромке и/или боковых поверхностях которых имеются щели или отверстия для выхода водорода. Такая решетка будет оказывать минимальное аэродинамическое сопротивление.
Размеры входных отверстий в крылообразные элементы, размеры щелей и отверстий в них, разумеется, должны быть подобраны так, чтобы по всему поперечному сечению камеры сгорания образовывалась стехиометрическая топливо-воздушная смесь.
Однако для проведения реакции разложения метана может потребоваться наоборот - увеличенная поверхность. Поэтому стенки камер сгорания могут иметь гофрирование.
Также для увеличения поверхности в камере сгорания могут быть размещены одно или несколько полых обтекаемых тел, которые также могут быть гофрированы. Причем задние концы этих тел, сужаясь, могут образовывать совместно с наружной кольцевой расширяющейся поверхностью сопла расширяющееся сопло с центральным телом или с несколькими центральными телами.
Для одноразовых двигателей ракет внутренняя полость двойных стенок камеры сгорания и, если они есть, полость внутренних тел должна быть достаточной для накопления углерода (в виде осажденного на стенках графита) на всю продолжительность полета.
Для двигателей самолетов желательно организовать в полете очистку этих полостей и удаление графита в конец камеры сгорания или в сопло (чтобы использовать его, как рабочее тело). Для этого двигатель может иметь в указанных полостях шнеки, в частности - безвальные (в виде объемной цилиндрической спирали). Шнеки соскребают графит со стенок и перемещают его к заднему концу камеры или внутреннего тела, где он через отверстие или щель постоянно или периодически будет выбрасываться шнеками и избыточным давлением водорода наружу - в задний конец камеры сгорания (в задний потому, чтобы углерод не участвовал в горении, связывая кислород, предназначенный для сгорания водорода).
Шнеки могут приводиться в действие наружными турбинными лопатками от действия скоростного потока газа или воздуха. Или они могут приводиться в действие тангенциально установленными на вращающейся передней законцовке внутреннего тела патрубками с форсунками, через которые выбрасывается водород.
Т.к. реакция разложения метана экзотермическая, то требования к термостойкости материала стенок камер сгорания и внутренних тел достаточно жесткие, поскольку их охлаждение будет осуществляться лишь поступающим метаном и образовавшимися водородом и углеродом.
Т.к. реакция разложения метана экзотермическая, то потери топлива с образованием углерода небольшие: удельная теплота сгорания керосина 43 МДж/кг, а из одного килограмма метана получится 250 Г водорода и экзотермический эффект 4,7 МДж/кг, то при удельной теплоте сгорания водорода 142 МДж/кг общий выход энергии водорода 40,2 МДж/кг. Т.е. запаса топлива потребуется всего на 7% больше, при том же потенциале выхода энергии.
На 1 кг кислорода можно сжечь водорода в 2,3 раза меньше, чем керосина, т.е. вместо 1 кг керосина потребуется 0,436 кг кислорода, для чего потребуется 1,744 кг метана. Таким образом, секундный расход топлива одного и того же двигателя увеличивается в 1,744 раза, и мощность - до 1,55 раза.
Это вполне приемлемо в одноразовых воздушно-прямоточных двигателях, время полета которых исчисляется минутами и даже секундами, и где небольшое увеличение запаса топлива окупается в 1,5 раза меньшими размерами и весом двигателя. А также в самолетных турбореактивных двигателях, в качестве, скорее, кратковременного режима, позволяющего увеличить мощность одного и того же двигателя примерно в 1,5 раза.
Ситуация в жидкостно-реактивных ракетных двигателях несколько другая, жидкостная ракета (в отличие от прямоточно-воздушной) не получает кислород из воздуха, а берет его с собой.
На 1 кг кислорода можно сжечь 0,286 кг керосина, и при общей массе ракетного топлива (т.е. смеси) 1,286 кг получить тепловыделение 12,255 МДж/кг, т.е. 9,53 МДж/кг ракетного топлива.
Или на 1 кг кислорода можно сжечь 0,125 кг водорода, для чего потребуется 0,5 кг метана, и при общей массе топлива 1,5 кг - получить тепловыделение почти в 2 раза больше - 18,34 МДж/кг ракетного топлива (смеси), что в 1,283 раза больше.
Однако чтобы превратить выигрыш в энергии в выигрыш в тяге, надо использовать все рабочее тело, т.е. организовать очистку и подачу графита в конец камеры сгорания или в сопло. Учитывая плохую окисляемость графита, можно вдувать его вместе с водородом, но эффективность такого двигателя будет несколько меньше. Зато проще организовать очистку, т.к. для привода шнека можно использовать пневмопривод, работающий на избыточном давлении метана,
Заправка самолета или ракеты метаном конечно гораздо проще, чем водородом: меньше отрицательные температуры, меньше давление при той же температуре, в 2,1 раза меньше объем баков. Однако тоже достаточно проблематична. Поэтому можно использовать в качестве "предтоплива" (т.е. вещества, из которого будет получено собственно топливо - водород) более удобные в хранении углеводороды: этан, пропан, бутан и даже тот же керосин. Однако вследствие меньшего содержания водорода в этих молекулах его выход из килограмма "предтоплива" будет меньше, а углерода будет образовываться наоборот - больше. Т.е. больше потребуется изначальное количество "предтоплива".
Кроме того, т.к. процесс крекинга будет происходить стадийно, то возможно наличие значительного количества примесей в водороде. Впрочем, основное количество примесей (этилен, пропилен, ацетилен - в зависимости от параметров процесса) обладают существенно лучшей теплотой сгорания из расчета на 1 кг кислорода, чем исходное "предтопливо", и более высокой температурой горения.
Изобретение поясняется чертежами, где
на фиг.1 упрощенно изображен в сечении прямоточный воздушно-реактивный двигатель, состоящий из входного устройства 1, камеры сгорания 2 и сопла 3, причем камера сгорания и сопло имеют двойные стенки;
на фиг.2 изображен вход в камеру сгорания, где имеется решетка из крылообразных элементов 4, имеющих на задней кромке щель 5, а на продольных поверхностях - отверстия 6;
на фиг.3 изображена форсажная или прямоточная камера сгорания 2 с семью внутренними полыми телами 7 (крепления и патрубки их не показаны), задние концы которых вместе с наружной частью сопла 3 образуют сопло с внутренними телами;
на фиг.4 изображено такое тело в разрезе, где 7 - поверхность тела, 8 - высокотемпературные /например, графитовые/ подшипники, в которых вращаются передняя 9 и задняя 10 законцовки, к которым прикреплен шнек 11. Задняя законцовка имеет отверстие 12, достаточное для выхода графита, и турбинные лопатки 13, приводящие законцовку и шнек во вращение.
Работает двигатель так: в двойные стенки постепенно подается под давлением метан. Выход на режим с 25 до 100% расход метана займет несколько секунд, тяга в это время увеличится с 70 до 100%. По мере прогрева стенок начнется термическое разложение метана, и в камеру сгорания начнет поступать сначала смесь метана с водородом, а потом почти чистый водород.
При наличии внутренних тел самоочистка их происходит так: выходящие газы вращают заднюю законцовку 10 с лопатками 13, и через нее вращают шнек 11, который счищает графит со стенок 7. Графит выбрасывается через отверстие 12. Потеря водорода при этом ожидается 0,01-0,02%.
По другому варианту (не показан) вращение шнека 11 производится тангенциально установленными на передней законцовке 9 патрубками с форсунками, через которые выпускается водород, и создается реактивный вращающий момент.
Жидкостный ракетный двигатель работает аналогично: в двойные стенки подается метан, из них в камеру сгорания - водород, а также кислород или иной окислитель.