Генератор акустических колебаний для камеры сгорания гпврд

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в камере сгорания гиперзвукового воздушно-реактивного двигателя. Генератор акустических колебаний для камеры сгорания гиперзвукового воздушно-реактивного двигателя содержит свечу зажигания, топливные сопла, профилированную геометрию проточной части, камеру смешения, вихревую камеру, выходной диффузор, лопаточное закручивающее устройство, сверхзвуковой диффузор. Изобретение направлено на снижение выбросов оксидов азота, повышение полноты сгорания горючего, как в объеме невозмущенного потока, так и в проточной части самого генератора акустических волн, отсутствие энергозатрат на создание необходимого давления. 1 ил.

 

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в камере сгорания гиперзвукового воздушно-реактивного двигателя.

Известна камера сгорания гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ГПВРД) со стабилизатором горения, представляющим собой уступ, расположенный на стенке камеры (патент США № 5097663, кл. F02K 7/10, 1992).

Недостатком данного устройства являются большие гидравлические потери, в результате чего возникает снижение удельных тяговых характеристик. Косые скачки уплотнения усложняют организацию горения по всему сечению камеры, а также понижают устойчивость пограничного слоя к возмущениям в потоке.

Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому устройству является устройство для стабилизации горения в сверхзвуковом потоке (патент RU 2119118 С1, 20.09.1998), предназначенное для повышения эффективной стабилизации диффузионного горения, содержащее основное сопло, обечайку, трубопровод с дополнительным соплом для подачи жидкого или газообразного горючего.

Основным и главным недостатком этой конструкции является диффузионное горение, которое, как известно, вызывает образование большого количества оксида азота NOx. Кроме того, пламя распространяется в ограниченной приосевой области камеры сгорания, что, вероятно, не в состоянии обеспечить воспламенение значительного количества топлива в невозмущенном потоке. Существует вероятность низкой полноты сгорания в самом стабилизирующем факеле. Необходимы значительные энергозатраты при создании воздушного потока с давлением, достаточным для присоединения границы струи к обечайке.

Техническим результатом изобретения является снижение выбросов оксидов азота, повышение полноты сгорания топлива как в объеме невозмущенного потока, так и в проточной части самого генератора акустических колебаний, минимизация энергозатрат на создание необходимого давления.

Технический результат предлагаемого технического решения достигается тем, что генератор акустических колебаний, содержащий свечу зажигания, дополнительно содержит топливные сопла, профилированную геометрию проточной части, камеру смешения, вихревую камеру и выходной диффузор, лопаточное закручивающее устройство, сверхзвуковой диффузор.

Уменьшение концентрации оксидов азота достигается с помощью топливных сопел; повышение полноты сгорания топлива как в объеме невозмущенного потока, так и в проточной части самого генератора акустических колебаний, достигается за счет содержания в геометрии проточной части спрофилированных между собой камеры смешения, вихревой камеры и выходного диффузора, а также лопаточного закручивающего устройства; давление в камере смешения повышается за счет организации процесса сжатия в сверхзвуковом диффузоре.

Предлагаемое изобретение поясняется чертежом, где на чертеже представлен продольный разрез генератора акустических колебаний для камеры сгорания ГПВРД.

Генератор акустических колебаний 1 крепится к корпусу камеры сгорания 2 с помощью шести пилонов 3, в корпусе которых имеется канал 4 для соединения топливного коллектора 5, топливных сопел 6 и камеры смешения 7. Для торможения сверхзвукового потока в генераторе акустических колебаний 1 имеется сверхзвуковой диффузор 11, состоящий из центрального тела 12 обечайки 13. Проточная часть генератора акустических колебаний 1 состоит из лопаточного закручивающего устройства 14, камеры смешения 7, вихревой камеры 8, выходного диффузора 9 и свечи зажигания 10.

Генератор акустических колебаний для камеры сгорания ГПВРД работает следующим образом.

Сверхзвуковой поток воздуха (М~2…5) из воздухозаборника ГПВРД 15 поступает в проточную часть 16 камеры сгорания 2. Далее небольшая часть потока (~10…11%) поступает в генератор акустических колебаний 1 через сверхзвуковой диффузор 11. Вследствие образования между краем обечайки 13 и центральным телом 12 серии конических скачков уплотнения, в соответствии с законом Бернулли, скорость потока падает, а полное давление повышается, при этом не задействуются никакие дополнительные системы, что минимизирует энергозатраты на создание необходимого давления. Проходя через лопаточное закручивающее устройство 14, поток приобретает закрученный характер и поступает в камеру смешения 7.

Горючее из топливного коллектора 5 через канал 4, который проходит через пилон 3, делится на две части: одна поступает в топливные сопла 6. Именно благодаря их наличию при обтекании пилонов 3 воздухом генерируется локальная зона обратных токов (вихрь), которая увеличивает интенсивность массообмена топлива, и воздуха. В результате получается заранее перемешанная топливовоздушная смесь, при горении которой (в отличие от диффузионного горения) не формируется локальных высокотемпературных областей, в результате чего снижается образование оксидов азота.

Вторая часть топливного потока поступает (также через канал 4) в камеру смешения 7, где перемешивается с закрученным потоком воздуха, прошедшим через лопаточное закручивающее устройство 14. За счет организации закрученного потока увеличивается время пребывания топлива в камере смешения, что улучшает качество перемешивания и, как следствие, увеличивает полноту сгорания топлива в проточной части генератора акустических колебаний 1.

Далее топливовоздушная смесь, проходя закрученным потоком через вихревую камеру 8, поступает в выходной диффузор 9. За счет того, что расход топливовоздушной смеси в генераторе акустических колебаний 1 постоянный, а проходная площадь вихревой камеры 8 меньше площади камеры смешения 7, скорость потока (особенно радиальная и тангенциальная составляющие) в ней (вихревой камере 8) возрастает. В результате после вихревой камеры 8 поток стремится на периферию выходного диффузора 9, при этом образуется тороидальный вторичный вихрь, имеющий нестационарный характер. В центре вихря образуется область пульсаций давления, вызывающих акустические колебания, которые распространяются дальше по потоку. Воспламенение в генераторе акустических колебаний 1 осуществляется за счет свечи зажигания 10. Камера смешения 7 профилирована с вихревой камерой 8 с помощью лемнискаты Бернулли; вихревая камера 8 и выходной диффузор 9 профилированы между собой с помощью сопрягающего радиуса - эти факторы улучшают аэродинамические характеристики проточной части генератора акустических колебаний 1 - это приводит к уменьшению энергопотерь и, как следствие, к увеличению интенсивности акустических колебаний. Распространяющиеся колебания вызывают образование локальных областей разряжения, в результате генерируются мелкомасштабные зоны обратных токов, увеличивающие время пребывания топливовоздушной смеси в зоне горения, качество перемешивания, и, как следствие, увеличивающие полноту сгорания топлива в потоке. Таким образом, именно наличие профилированных между собой камеры смешения, вихревой камеры и выходного диффузора обеспечивает повышение полноты сгорания во всем объеме камеры сгорания.

Генератор акустических колебаний для камеры сгорания ГПВРД, содержащий свечу зажигания, отличающийся тем, что дополнительно содержит топливные сопла, профилированную геометрию проточной части, камеру смешения, вихревую камеру и выходной диффузор, лопаточное закручивающее устройство, сверхзвуковой диффузор.
.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиационному двигателестроению и предназначено для прямоточных воздушно-реактивных двигателей. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель на твердом горючем содержит воздухозаборник, газогенератор с зарядом твердого горючего в отдельном корпусе, камеру дожигания и сопло.

Способ организации воспламенения и горения топлива в гиперзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе высокоскоростного летательного аппарата, содержащего камеру сгорания, заключается в подаче горючего со сверхзвуковой скоростью через систему пилонов, обтекаемых кислородом, например, в составе воздуха.

Изобретение может быть использовано в космической и оборонной отрасли. Высокоскоростной прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД) содержит последовательно расположенные воздухозаборное устройство, камеру сгорания (КС) и выходное сопло.

Изобретение может быть использовано в космической и оборонной отрасли. Способ воспламенения топливной смеси заключается в том, что в камеру сгорания двигателя подают высокоскоростной поток воздуха, обеспечивают торможение потока, образуют в камере сгорания топливную смесь и воспламеняют ее.

Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит сверхзвуковой воздухозаборник, сверхзвуковую камеру сгорания, выходное сверхзвуковое сопло, обечайку, регулятор давления подачи топлива, устройство подачи топлива в двигатель, источник лазерного излучения и оптическую систему.

Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ГПВРД) содержит корпус, воздухозаборник с центральным телом, внутри которого установлена топливная форсунка в виде газоструйного резонатора с острой передней кромкой, соединенной пилонами с воздухозаборником, камеру сгорания, воспламенитель, сопло, систему управления и твердотопливный картридж для стартового разгона.

Аппарат для взаимодействия с воздухом или газом, способный выполнять функцию компрессора или детандера, содержит корпус, вал для передачи крутящего момента, ротор.

Изобретение относится к авиационному двигателестроению, а именно к гиперзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателям (ГПВРД). .

Изобретение относится к реактивным двигателям без газовых турбин. .

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.

Изобретение относится к гиперзвуковой авиации, а именно к гиперзвуковым летательным аппаратам с прямоточным воздушно-реактивным двигателем. В передней части гиперзвукового летательного аппарата сформировано углубление, объем которого заполняется горючим газом через отверстия, распределенные по поверхности углубления. В этом объеме формируется изобарическая область, на ее плоской границе с воздухом происходит формирование топливовоздушной смеси, которая поступает в камеру сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя и зажигается в зоне стабилизации горения. В результате возможно существенное снижение аэродинамического сопротивления и нагрева гиперзвукового летательного аппарата, уменьшение размеров камеры сгорания, уменьшение стартовой массы гиперзвукового летательного аппарата. 6 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к прямоточному воздушно-реактивному двигателю, включающему детонационную камеру, и к летательному аппарату, содержащему такой прямоточный реактивно-воздушный двигатель. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель, который работает на взрывчатой топливно-воздушной смеси и содержит по меньшей мере одну детонационную камеру, которая оборудована на своем верхнем конце базой нагнетания воздуха и которая заканчивается на своем нижнем конце реактивным соплом, по меньшей мере один воздухозаборник, соединенный с указанной детонационной камерой для обеспечения возможности снабжения ее воздухом, и средства для впрыска топлива в детонационную камеру. Детонационная камера является кольцевой и незатухающего типа детонационной волны. Средства впрыска топлива выполнены для непрерывного впрыска топлива непосредственно в детонационную камеру ниже по потоку, непосредственно за базой нагнетания воздуха. Впрыск топлива и подача воздуха в детонационную камеру осуществляются непрерывно, отдельно друг от друга в процессе работы прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель дополнительно содержит средства для локального управления потоком приточного воздуха, поступающего в указанную детонационную камеру. Средства впрыска топлива содержат по меньшей мере четыре устройства подачи, распределенные равномерно по окружности детонационной камеры, выполненные с возможностью создания соответствующих потоков топлива, являющихся либо одинаковыми, либо различными, либо изменяемыми во времени независимо друг от друга. Изобретение направлено на выполнение прямоточного воздушно-реактивного двигателя с улучшенными характеристиками и производительностью. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в гиперзвуковых крылатых ракетах с прямоточными воздушно-реактивными двигателями, предназначенных для полетов на больших высотах. В частности, изобретение относится к прямоточному воздушно-реактивному двигателю с газогенератором открытого типа и регулируемым расходом твердого топлива. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит воздухозаборник, систему подачи твердого топлива в камеру сгорания, газогенератор, камеру сгорания и установленный на выходе из камеры сгорания профилированный сопловой насадок. Газогенератор выполнен в виде барабана со сквозными продольными каналами, в которых размещены с возможностью перемещения в камеру сгорания заряды твердого топлива. При этом барабан соединен с кольцевой перфорированной решеткой, отверстия которой направляют воздушный поток на поверхность зарядов твердого топлива. Изобретение направлено на увеличение полноты сгорания твердого топлива в воздушном потоке. 6 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, созданию прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ПВРД) для крылатых ракет (КР) и управлению КР. В случаях неисправности датчиков командных давлений выдается команда для выполнения резервного алгоритма управления ПВРД. Достигается заранее заданная высота КР и поддерживается скорость КР, соответствующая высоте полета КР. При этом регулирование расхода топлива осуществляется по параметрам скорости и высоты КР, а высота и скорость движения КР измеряются с помощью аппаратуры спутниковой навигации. Техническим результатом решения является повышение надежности работы ПВРД и, как следствие, повышение живучести КР и безопасности полета КР. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к системам управления обтеканием летательного аппарата при дозвуковых и околозвуковых скоростях полета. Импульсный плазменный тепловой актуатор эжекторного типа содержит подводной канал с обратным клапаном, разрядную камеру со встроенными игольчатыми электродами, сопло эжектора, камеру смешения, полость разрежения со щелью, соединяющей полость разрежения с поверхностью крыла, выходной диффузор. Актуатор позволяет без перегрева рабочей области создавать истекающую из сопла высокоскоростную пульсирующую струю газа в одной области течения и одновременно осуществлять отсос пограничного слоя в другой. Изобретение направлено на расширение возможности управления обтеканием крыла летательного аппарата. 2 ил.

Изобретение относится к области аэрокосмической техники и может быть использовано для подачи горючего в высокоскоростной поток воздуха в перспективных прямоточных воздушно-реактивных двигателях внутриатмосферных летательных аппаратов. Блиск охлаждаемых пилонов подачи горючего в высокоэнтальпийный воздушный поток внутри камеры сгорания с круглым поперечным сечением. Причём в каждом пилоне выполнены по три заглушенных с одной стороны канала, открытые концы двух из этих каналов закрыты заглушками, каналы соединены отверстиями, а в центральном канале расположена заслонка с несколькими отверстиями. Изобретение позволяет исключить возможность прогара пилонов при высоких тепловых нагрузках, тем самым повысить надежность блиска подачи горючего, а также позволяет расширить режимный диапазон по расходу горючего при практически неизменном перепаде давления на форсунках для улучшения эффективности горения смеси горючего с воздухом. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Прямоточный воздушно-реактивный двигатель, состоящий из входного устройства, диффузора, камеры сгорания, выходного устройства. На гиперзвуковых скоростях полета (М>5) в проточную часть подается вода. Вода подается через коллекторы, которые расположены внутри диффузора, температура паровоздушной смеси не более 2000 К. Достигается повышение скорости полета ПВРД до семи-восьми чисел Маха. ПВРД может быть использован при создании гиперзвуковых летательных аппаратов. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в камере сгорания гиперзвукового воздушно-реактивного двигателя. Генератор акустических колебаний для камеры сгорания гиперзвукового воздушно-реактивного двигателя содержит свечу зажигания, топливные сопла, профилированную геометрию проточной части, камеру смешения, вихревую камеру, выходной диффузор, лопаточное закручивающее устройство, сверхзвуковой диффузор. Изобретение направлено на снижение выбросов оксидов азота, повышение полноты сгорания горючего, как в объеме невозмущенного потока, так и в проточной части самого генератора акустических волн, отсутствие энергозатрат на создание необходимого давления. 1 ил.

Наверх