Способ подачи нанодисперсного компонента топливной композиции в камеру сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя
METHOD FOR FEEDING A NANODISPERSED COMPONENT OF A FUEL COMPOSITION INTO THE COMBUSTION CHAMBER OF A RAMJET ENGINE

Способ подачи нанодисперсного компонента топливной композиции в камеру сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя относится к области авиационного двигателестроения, может быть использован при разработке прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ПВРД) и повышения эффективности сгорания топливно-воздушной смеси в камере сгорания ПВРД.
Известен способ повышения энергетических характеристик ПВРД путем введения в жидкое ракетное топливо порошков металлов (алюминий, бор, бериллий, магний) с дисперсностью частиц 100 нм и более [1]. Существенным недостатком таких суспензий является их расслоение при хранении и эксплуатации с выпадением металла в осадок. Для снижения этого эффекта используются загустители - вещества, добавление которых в незначительных количествах повышает вязкость топлива, при этом возникают трудности, связанные с подачей горючего в камеру сгорания и его распылением.
Требования по энергомассовым характеристикам топлив оцениваются двумя свойствами: их плотностью и удельным импульсом тяги, в связи с этим нанодисперсные горючие представляют интерес для ПВРД как горючие с высокой теплотворной способностью или высокой теплопроизводительностью при невысокой теплотворной способности. В качестве нанодисперсных горючих могут быть использованы углерод (шихта, детонационные наноалмазы) [2], металлы, соединения металла с водородом.
В жидкие реактивные горючие (ЖРГ) нанодисперсные горючие (НГ) могут вводиться в виде суспензий или в виде коллоидных растворов [1], добавление которых в незначительных количествах вызывает повышение вязкости топлива. Так для поддержания вязкости топливной композиции на основе ЖРГ и НТ в приемлемых пределах и предотвращения выпадения в осадок НГ при хранении или эксплуатации необходимо добавлять поверхностно-активные вещества (ПАВ). ПАВ в свою очередь могут оказывать существенное влияние на характеристики горения топливной композиции, особенно это важно в ПВРД используемых для достижения высоких скоростей полета. Также при перегрузках, возникающих при старте и полете летательного аппарата (ЛА), происходит полное или частичное осаждение твердых нанодисперсных частиц в топливных баках, даже при наличии загустителей (ПАВ), имеется ряд сложностей при организации сжигания топливной композиции на основе ЖРГ и НГ, так как время от начала поступления топливной композиции (ЖРГ с НГ) в камеру сгорания, смешения с воздухом (окислителем), воспламенения и сгорания имеют различное время. Из-за чего будет необходимо увеличивать длину камеры сгорания, соответственно всей двигательной установки (ДУ) и ЛА, что снизит эффективность использования НГ.
Характер горения частиц НГ зависит от соотношения температур кипения металла и образующегося при горении окисла [1]. Для НГ, температура кипения которого ниже температуры кипения их окислов (например, НГ представленное в виде алюминия, магния, бериллия), механизм горения представляется следующим образом, на примере металлических горючих. Первая стадия - нагрев частиц металла, оказавшихся в зоне горения, до температуры плавления металла с образованием мелких сферических капель с тонкой оболочкой окисла. Вторая стадия - температура металла возрастает от температуры воспламенения до температуры установившегося горения. К концу этой стадии частица покрывается сплошным слоем окисла. Под давлением паров металла жидкая окисная пленка растягивается, образуя вокруг капли расплавленного металла подобие мыльного пузыря. Третья стадия - взаимодействие между металлом и кислородом осуществляется вследствие диффузии паров металла через жидкоокисную пленку в окружающую среду и встречной диффузии кислорода внутрь пузыря. При этом размеры капли металла непрерывно уменьшаются. Как показывают исследования, на этой стадии горения часто происходят разрывы оболочки окисла с рассеиванием капель расплавленного металла, что сопровождается яркой вспышкой. Время, необходимое для сгорания твердых частиц, существенно больше времени, необходимого для сгорания газообразного горючего. Поэтому для того, чтобы обеспечить полноту сгорания твердых частиц в случае топливной композиции на основе ЖРГ с НГ, требуется большая длина камеры сгорания, в связи с чем необходимо осуществить подготовку НГ заблаговременно, до ввода в камеру сгорания.
Экзотермически реагирующие вещества широко используются в качестве источников энергии и рабочего тела во многих технических устройствах реактивных двигателях. Специфика химического превращения энергоемких веществ обычно характеризуется скоротечностью и не стационарностью, а также отличается высокими требованиями по надежности и стабильности процесса.
Любой ПВРД ЛА имеет инжекторы топлива, камеру сгорания, сопло и воздухозаборник, который сжимает и снижает скорость приходящего воздуха, тем самым разогревая его. На фиг. 1 схематично представлено устройство ПВРД ЛА и схема сечений газового потока, проходящего в ПВРД ЛА:
1 - корпус ЛА;
2 - устройство подачи нанодисперсного компонента топливной композиции перед воздухозаборником двигательной установки;
3 - устройство подачи компонента топливной композиции в воздухозаборник двигательной установки;
4 - корпус ПВРД ЛА. Сечения (фиг. 1):
I-II - вход диффузора сжатия;
II-IV - диффузор сжатия, в котором происходит преобразование набегающего потока забортного воздуха к параметрам необходимым для поддержания горения ТВС в камере сгорания ПВРД ЛА;
III-IV - в - подача жидкого реактивного горючего в КС, период задержки воспламенения, начало реакций горения ТВС;
IV - вход в камеру сгорания;
IV-VI - камера сгорания;
IV-V - ПЗВ ТВС;
VI - сопло расширения.
Течение воздуха в диффузоре с замыкающим прямым скачком на входе имеет следующие скорости воздушного потока при сверхзвуковых скоростях полета (фиг. 1) сечение II более 1 Маха, интервал II-III менее или равное 1 Маху, интервал III-IV менее или равное 1 Маху, интервал IV-VI менее или равное 1 Маху. За счет торможение набегающего потока воздуха в диффузоре воздухозаборника (фиг. 1 интервал II-III) происходит разогрев воздуха.
На основе экспериментально полученных результатов и путем программного расчета получены данные по температуре воздушного потока в ПВРД ЛА при полете со сверхзвуковой скоростью (5 М) на высоте 25 км [3]:
- внешний кожух 750-815 К (1, фиг. 1);
- вход воздухозаборника 611 К (сечение II, фиг. 1);
- выход воздухозаборника 1300-1450 К (интервал III-IV, фиг. 1);
- вход камеры сгорания 1100-1160 К (сечение IV, фиг. 1);
- выход камеры сгорания 2580-2720 К (сечение VI, фиг. 1);
- на срезе сопла 2450 К.
Рассмотрев основные характеристики воздушного потока в воздухозаборнике и далее, процессы, происходящие в КС ДУ, возможно оценить известные способы организации рабочего процесса в ПВРД.
Известен способ организации рабочего процесса в гибридном ракетно-прямоточном воздушно-реактивном аэрокосмическом двигателе [4], который включает ракетный двигатель на топливе в виде взвеси нанопорошка алюминия с размером частиц не более 25 нм в жидкой водной фазе. Двигатель предназначен для создания тяги при старте и на начальном этапе полета, а также для наработки топлива, потребляемого совмещенным с ним ПВРД крейсерского полета на молекулярном водороде, образующимся при сжигании нанопорошка алюминия. Нанопорошок алюминия сжигается в парах воды в камере сгорания, которая является одновременно химическим реактором для получения водорода.
Недостатком данного способа является сложность реализации устойчивого режима горения, включающего многостадийные взаимовлияющие процессы диффузии, тепло- и массообмена, химической кинетики и газовой динамики.
Наиболее близким по технической сущности к заявляемому способу является организация рабочего процесса в прямоточном воздушно-реактивном двигателе включающая подачу равномерно перемешанной суспензии, порошка металлического горючего, в сжиженном горючем газе в камеру сгорания, его воспламенение и горение в потоке воздуха из воздухозаборника. Порошок в виде равномерно перемешанной суспензии в сжиженном горючем газе, размещенной в топливном баке, предварительно нагружают давлением вытеснения, нагревают и подают в камеру сгорания через форсунки [5].
Недостатком данного способа является то, что порошок подается непосредственно в камеру сгорания двигательной установки, при этом отсутствует время для подготовки порошкообразного горючего к процессу горения, что увеличивает общее время подготовки топливно-воздушной смеси (ТВС) для сгорания и может обуславливать неполноту сгорания ТВС в камере сгорания или необходимости увеличения длинны камеры сгорания (КС) ДУ ЛА, что приводит к увеличению массогабаритных характеристик ДУ и ЛА в целом, или невозможности реализации высокой скорости полета при фиксированной длине камеры сгорания ДУ ЛА. Подача равномерно перемешанной суспензии порошкообразного металлического горючего в сжиженном горючем газе, из топливного бака, предварительно нагруженного давлением вытеснения, и размещенных в топливном баке форсунок в камеру сгорания, ведет к увеличению массогабаритных характеристик ЛА. Наличие емкости со сжиженным горючим газом, системы подачи и смешения с металлическим горючим в отдельном баке ведет к снижению массового совершенства ЛА, увеличению времени и сложности подготовки ЛА к применению, усложняет процесс подготовки горючего. Также в качестве компонента топливной композиции предлагается использовать только порошок металлизированного горючего в виде суспензии, что определяет размер частиц используемого металлического порошка более 100 нм, что не позволяет обеспечить большую реакционную площадь, в сравнении с нанодисперсным порошком, не рассмотрен вариант, использования в качестве добавки к топливной композиции, углерода, так как в отличие от металлических добавок у него отсутствует оксидная пленка, увеличивающая время подготовки и общее время реакции в КС ПВРД.
Задачей настоящего изобретения является создание способа, позволяющего повысить эффективность, массовое совершенство и расширить область применения ПВРД в ЛА различных габаритов, обеспечить стабильность и эффективность подачи в КС ПВРД в виде дыма или газовзвеси [6] нанодисперсного компонента ТК, повысить полноту сгорания нанодисперсного компонента топливной композиции на основе жидкого реактивного горючего в ПВРД ЛА для полета на сверхзвуковых скоростях, сохранить эксплуатационные характеристики реактивных горючих и способы подачи жидкого реактивного горючего в камеру сгорания ПВРД, исключив применение загустителей и ПАВ, обеспечить подготовку нанодисперсного компонента ТК до поступления в КС, что позволит сократить период задержки воспламенения и время полного сгорания ТВС в КС ПВРД,
Технический результат, на достижение которого направленно заявленное изобретение, достигается тем, что разработан способ подачи нанодисперсного компонента топливной композиции в камеру сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя, включающий подачу компонента топливной композиции, осуществляемую перед воздухозаборником или в воздухозаборнике дозированно и непрерывно, в виде нанодисперсного порошка, через систему подачи, не связанную с системой подачи жидкого реактивного горючего в камеру сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя.
Новым в заявляемом способе является то, что подачу компонента топливной композиции осуществляют в виде нанодисперсного порошка перед воздухозаборником или в воздухозаборнике дозированно и непрерывно, через систему подачи, не связанную с системой подачи жидкого реактивного горючего в камеру сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя, что позволяет осуществить подготовку и предварительный разогрев нанодисперсного компонента ТК, за счет торможения воздушного потока в воздухозаборнике со сверхзвуковых скоростей до звуковых. Предварительное смешение с воздухом, поступающим в воздухозаборник, нанодисперсного компонента топливной композиции до поступления в камеру сгорания ПВРД и смешение с реактивным горючим в КС в стехиометрическом соотношении. Отсутствие дополнительных топливных баков, баков для хранения сжиженного горючего газа, системы создания давления выдавливания суспензии через форсунки в КС, системы смешения и подогрева металлического горючего порошка со сжиженным горючим газом, системы подачи, клапанов и управления подачей суспензии в КС, позволяет расширить область применения ПВРД в ЛА различных габаритов, уменьшить размеры ПВРД с сохранением эффективности ДУ.
При использовании НГ проблемным вопросом является их подготовка и введение в состав ТК, так как функциональные характеристики, способные обеспечить качественный подъем, находятся в прямой зависимости от качества смешивания. Поэтому важным требованием к применяемым способам введения НГ, которые исключают коагуляцию частиц, предотвращают их агломерацию в ходе выполнения технологических операций является предварительная подготовка компонентов к смешению и обеспечение равномерности распределения НГ по объему, в связи с чем предложенный способ подачи нанодисперсного компонента топливной композиции в камеру сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя является наиболее оптимальным и эффективным для использования, т.к. вводя НГ перед воздухозаборником мы обеспечиваем подготовку и разогрев подаваемого НГ, температурные показатели в ДУ ПВРД представлены выше, и качественное смешение с воздухом перед поступлением его в КС и как итог обеспечивается высокая полнота и эффективность сгорания ТВС, сокращается время подготовки ТВС в КС и сгорания. Так же предложенный способ позволяет расширить область применения ПВРД в ЛА различных габаритов, повысить энергомассовые характеристики ПВРД, упростить способ подачи нанодисперсного компонента ТК в КС, повысить безопасность эксплуатации ПВРД в ЛА, сократить время подготовки ЛА к применению, повысить массовое совершенство ПВРД и ЛА.
Источники информации:
1. Орлов Б.В., Мазинг Г.Ю., Рейдель А.Л., Степанов М.Н., Топчеев Ю.И. Основы проектирования ракетно-прямоточных двигателей. - М.: Машиностроение, 1967. - 434 с. С. 159-166.
2. Горбачев В.А., Горбачев О.В. Инженерные методы расчета энергомассовых характеристик и формирования оптимальных составов безметальных смесевых твердых ракетных топлив и взрывчатых веществ. - М.: ООО «Сам Полиграфист», 2017. - 548 с. С. 385-439.
3. Масюков М.В., Петрухин Н.В. Разработка новых способов химической активации топлив на основе реактивных углеводородных горючих для импульсных детонационных двигателей, проведение исследований предложенных рецептур топлив // XXXVIII НТК «Инновационные материалы, технологии и социально-экономические аспекты развития экономики и обороноспособности РФ» Сборник научных трудов - г. Балашиха. Изд-во ВТУ МО РФ, 2013 - с. 222-240. Часть 1.
4. Патент РФ №2563641, 2015 г.
5. Патент РФ №2633730, 2017 г.
6. Ягодников Д.А. Воспламенение и горение порошкообразных металлов / - М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2009. 432 с. С. 9-20.