Воздушно-реактивный двигатель

 

Воздушно-реактивный двигатель (ВРД) относится к аэрокосмической технике и может быть использован в различных классах гиперзвуковых летательных аппаратов. Сущность изобретения: теплообменник, расположенный в газовоздушном тракте, состоит из двух параллельно расположенных секций, в топливном тракте установлены теплообменник-регенератор и паровая турбина, компрессор ВРД состоит из двух каскадов. 1 ил.

Изобретение относится к аэрокосмической технике и может быть использовано при создании двигателей различных классов гиперзвуковых летательных аппаратов (ГЛА).

Важнейшими характеристиками воздушно-реактивных двигателей (ВРД) являются их удельный импульс I_sp (отношение тяги ВРД к расходу топлива), удельная тяга R (отношение тяги к расходу воздуха, проходящего через ВРД) и диапазон чисел Маха M_n при котором возможно и целесообразно применение данного типа двигателя. При дозвуковых и умеренных сверхзвуковых скоростях полета (Mn≈ 0-3) наилучшими характеристиками обладает турбореактивный двигатель (ТРД) и его основные производные: двухконтурный двигатель (ТРДД) и двигатель с форсажной камерой (ТРДФ). Дальнейший рост полетного числа Маха быстро приводит к вырождению ТРД. При больших сверхзвуковых и умеренных гиперзвуковых скоростях полета (M6-8) наилучшим из известных является прямоточный ВРД (ПВРД) (Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей / Под ред. С.М. Шляхтенко. М. Машиностроение, 1987, с.435-438).

Решение проблем крейсерского полета при M_n 5-6, создания двухступенчатых аэрокосмических систем с самолетной первой ступенью и разделением ступеней при M_n 5-7, а также одноступенчатых аэрокосмических аппаратов требует разработки ВРД-установок, эффективных в диапазоне чисел Маха M_n≈ 0-6. Традиционный путь решения этой задачи создание комбинированной двигательной установки, представляющей собой, как правило, объединение ТРДФ и ПВРД, расположенных в параллельных каналах и работающих соответственно при M_n ≈ 0-3 и M_n ≈ 3-6. При удовлетворительных значениях удельных импульса и тяги таких комбинированных установок они отличаются сложностью переменной геометрии их внутренних трактов, большими поперечными габаритами, приводящими к росту аэродинамического сопротивления, и заметно большей массой (Y.Riboud. Inverse cycle engine for hypersonic air-breathing propulsion. ISABE 89-7111, 1989, p.1044).

Трудности усугубляются, если летательный аппарат рассчитан на M_n > 6-7. При этих числах Маха единственно возможным ВРД является прямоточный двигатель со сверхзвуковым горением (ГПВРД). Перенастройка ПВРД на режим ГПВРД существенно усложняет конструкцию двигателя. В силу вышесказанного понятен интерес к созданию единых ВРД, способных удовлетворительно работать при M_n ≈ 0-6. Использование уникальных физико-химических свойств топлива ГЛА жидкого водорода позволяет создать такие двигатели, к которым (с известными оговорками относительно максимальной величины M_n) можно отнести ракетно-турбинные двигатели (в первую очередь пароводородный РТД) (Курзинер Р.И. Реактивные двигатели для больших сверхзвуковых скоростей полета. М. Машиностроение, 1989, с. 208-211), а также инверсный ТРД (ИТРД) прототип (заявка Франции N 2615903, кл. F 02 C 1/02, 1987), использующий обратный цикл Брайтона.

Хотя масса ракетно-турбинного двигателя, как правило, меньше массы ТРДФ, его удельный импульс уступает, особенно при M_n 3, удельному импульсу комбинации ТРДФ + ПВРД. Поэтому большие расходы топлива, как правило, более чем компенсируют выигрыш в массе двигательной установки. Кроме того, компрессор РТД ограничивает максимальное M_n при работе РТД даже в режиме авторотации и при M 5 может потребоваться дополнительный параллельный канал для ПВРД. Вследствие этого основные характеристики ГЛА (максимальная дальность или относительная масса груза) при использовании РТД могут и ухудшиться. Еще в большей степени удельный импульс уменьшается при малых и умеренных M_n в двигателе на криогенном топливе новой схемы (ИТРД), хотя характеристики последнего при M_n ≈ 5-6 могут быть даже лучше, чем у ПВРД, а предельное число Маха M_n ≈6,5 (Y.Riboud. Inverse cycle engine for hypersonic air-breathing propulsion ISABE 89 7111, 1989, p. 1045, 1048).

Целью изобретения является увеличение удельного импульса ВРД, способного применяться в диапазоне чисел Маха 0 M 6,5.

На чертеже показана принципиальная схема предлагаемого ВРД (инверсного пароводородного турбореактивного двигателя ИПТРД).

ИПТРД включает воздухозаборник 1, первую (фронтальную) камеру 2 сгорания, расположенную в газовоздушном тракте ИПТРД, насос 3 для подачи криогенного топлива, теплообменник-регенератор 4, основной криогенногазовоздушный теплообменник, состоящий из двух секций 5 и 6, газовую турбину 7, компрессор, состоящий из двух каскадов 8 и 9, редуктор 10, паровую турбину 11, работающую на нагретом паре водорода, а также вторую (форсажную) камеру 12 сгорания и сопло 13.

Воздух, сжатый и нагретый (если M_n > 0) в воздухозаборнике 1, проходит через фронтальную камеру 2 сгорания, куда посредством топливного насоса 3 через теплообменник-регенератор 4 и основной криогенногазоводушный теплообменник, состоящий из двух секций 5 и 6, при необходимости подается криогенное топливо водород. Нагретый в воздухозаборнике 1 и/или в камере 2 сгорания воздух или смесь воздуха и продуктов горения проходит через газовую турбину 7, где, расширяясь и охлаждаясь, совершает полезную механическую работу. Дальнейшее охлаждение газа происходит в теплообменнике 5, 6, после чего газ проходит через компрессор, состоящий из двух каскадов 8 и 9, причем дополнительный каскад 8 приводится в движение через редуктор 10 паровой турбиной 11, работающей на нагретом в первой секции 5 теплообменника водорода, а каскад 9 газовой турбиной 7. За компрессором расположена форсажная камера 12 сгорания, топливо в которую также подается через теплообменники 4 и 5, 6. Затем максимально нагретый газ выбрасывается через сопло 13, создавая реактивную тягу.

Водород сначала проходит через теплообменник-регенератор 4, где при частичном обмене теплом с водородом, выходящим из турбины 11, выравнивается температура потока водорода на входе в обе секции 5, 6 теплообменника. При выходе из первой секции 5 теплообменника нагретый водород проходит через турбину 11, где, расширяясь и охлаждаясь, совершает полезную механическую работу. Еще более охлаждаясь в теплообменнике-регенераторе 4, водород снова поступает во вторую секцию 6 основного теплообменника, охлаждая набегающий поток. Далее водород поступает в камеры 2 и/или 12 сгорания.

Следует отметить, что обе секции 5 и 6 основного теплообменника могут быть выполнены в виде достаточно большого числа параллельно расположенных в газовоздушном канале сегментов, а теплообменник-регенератор 4, в котором требуется только частичный обмен теплом для приблизительного выравнивания температур на входе в первую 5 и во вторую 6 секции основного теплообменника, может быть реализован в виде специального размещения подводящих водород трубопроводов и как самостоятельный объект может отсутствовать.

В двигателе используются обратный цикл Брайтона и пароводородный генераторный цикл. При стехиометрическом режиме сжигания водорода теплоемкость его потока такова, что уменьшение температуры набегающего воздуха составляет 0,42 от увеличения температуры охлаждающего водорода. Именно поэтому эффективная работа ИТРД возможна только при коэффициенте избытка окислителя α_w 0,4-0,5, что требует расхода топлива, в 2-2,4 раза превышающего стехиометрический, а это приводит к пропорциональному уменьшению удельного импульса двигателя.

Предлагаемое параллельное размещение двух секций 5 и 6 теплообменника, в которые водород поступает последовательно сначала в секцию 5, а потом, после расширения на турбине, в секцию 6, приводит к удалению потока теплопоглотителя в теплообменнике при сохранении расхода топлива. Так как температура водорода на выходе из паровой турбины 11 выше, чем его температура в топливных баках, суммарное его теплопоглощение (хладоресурс) увеличивается меньше чем в 2 раза, однако при больших степенях расширения на турбине, характерных для пароводородного цикла, возрастание хладоресурса очень заметно. В рассмотренном ниже примере выполнения ИПТРД он увеличивается в 1,6 раза, что позволяет резко увеличить глубину охлаждения воздуха и значительно повысить степень сжатия в обратном цикле. При этом в силу более низких температур перед паровой турбиной 11 падает ее мощность и соответственно уменьшается располагаемая мощность на каскаде 8 компрессора, приводимого в движение этой турбиной. Так как мощность турбины 7 теперь превосходит мощность паровой турбины 11, представляется целесообразным менее мощной турбиной приводить дополнительный каскад 8 компрессора, а более мощной каскад 9. При этом степени сжатия на обоих каскадах становятся близки. В результате приходим к компоновке ИПТРД, показанной на чертеже.

Вследствие большей глубины охлаждения инверсного пароводородного двигателя граница термостабильного режима M_ts может соответствовать большим полетным числам Маха. При тех же предположениях относительно параметров основных элементов двигателя M_ts 4,2. При этом температура торможения газового потока перед турбиной 7 составляет около 1000 К. Для того, чтобы достичь такой температуры при M_n 0, требуется во фронтальной камере 2 сгорания сжечь около 0,21 полного расхода водорода. На этом режиме уже становится заметным увеличение теплоемкости и энтальпии газового потока на теплообменника из-за появления в потоке продуктов сгорания. Для компенсации этого увеличения и с целью сохранения режимов работы теплообменника, компрессора и турбин, соответствующих M_n M_ts 4,2, можно немного увеличить расход водорода при M_n < M_ts так, что при M_n 0 коэффициент избытка окислителя α_w 0,94.

Уменьшая расход топлива до стехиометрического при M_n Mt_s и снижая его подачу до нуля через фронтальную камеру 2 сгорания, получают постоянство полей температур и степеней сжатия на турбинах и степеней расширения на компрессоре при всех числах 0≅ M_n ≅ M_ts. При этом температура водорода перед турбиной 11 составляет около 715 К, его температура за турбиной около 285 К, а на выходе из теплообменника-регенератора 4 около 150 К, что вполне достаточно, чтобы охладить поток набегающего газа до 288 К. Отметим, что на выходе из компрессора температура газа всего около 670 К.

При M_n > Mt_s 4,2 температура воздуха перед турбиной 7 растет, увеличиваясь в 2 раза при M_n M_max 6,3. Практически пропорционально ей растут все температуры в газовоздушном канале вплоть до форсажной камеры сгорания, не достигая предельных по условиям температурной прочности величин. Таким образом, все перепады давления на каскадах компрессора и турбинах при надлежащем регулировании воздухозаборника и сопла сохраняются до M_n M_max и во всем диапазоне 0 ≅ M_n ≅M_max при таком способе регулирования рассматриваемого варианта ИПТРД в пространстве приведенных безразмерных параметров получают практически неизменную рабочую точку, в которой можно обеспечить наименьшие потери по сравнению с идеальными рабочими циклами. При этом предлагаемый вариант ИПТРД является генератором давления, создающим практически постоянный его перепад вне зависимости от параметров набегающего потока во всем диапазоне чисел Маха при 0≅ M_n ≅ M_max 6,3, равный в рассматриваемом примере выполнения 5,1-5,2. В этом случае полная степень повышения давления в ИПТРД при M_n 0 близка к соответствующей величине в ТРДФ, при M_n 3 превосходит ее в 2,7 раза, а превосходство ИПТРД перед ПВРД в величине будет около 5,5 раз при всех допустимых значениях M_n. Удельный импульс рассматриваемого варианта ИПТРД при принятых условиях на 6-8% ниже, чем у ТРДФ при M_n= 0, на 6-8% выше при M_n 3 и на 15-17% выше, чем у удельного ПВРД при M_n ≥ 3. Так как величины давления перед соплом ИПТРД значительно выше, чем в других двигателях, потери на нерасчетность сопла фиксированных габаритов у него меньше, и выигрыши в удельных импульсе и тяге ИПТРД при больших M_nвозрастают по сравнению с приведенными оценками.

Таким образом, предлагаемый двигатель способен работать в диапазоне числа Маха M_n ≈0-6,5 при удовлетворительных характеристиках при M_n 0, заметно превосходящих характеристики любых известных двигателей и их комбинаций при сверхзвуковых и умеренных гиперзвуковых числах M_n.

Формула изобретения

ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ, содержащий последовательно расположенные в газовоздушном тракте за воздухозаборником первую камеру сгорания, газовую турбину, криогенно-газовоздушный теплообменник, соединенный с турбиной каскад компрессора, вторую камеру сгорания и сопло, топливный тракт с установленным до криогенно-газовоздушного теплообменника насосом, подключенный к обеим камерам сгорания, отличающийся тем, что, с целью увеличения удельного импульса, двигатель снабжен теплообменником-регенератором, редуктором, паровой турбиной, компрессор дополнительным каскадом, установленным перед основным и соединенным с паровой турбиной через редуктор, криогенно-газовоздушный теплообменник выполнен из двух параллельно расположенных секций, вход в одну из которых подключен к выходу по нагреваемой среде теплообменника-регенератора, выход из этой секции к входу паровой турбины, вход в другую секцию подключен к выходу по нагревающей среде теплообменника-регенератора, а ее выход к топливному тракту перед подключением последнего к камерам сгорания, причем выход из паровой турбины подключен к входу теплообменника-регенератора по нагревающей среде.

РИСУНКИ

Рисунок 1