Способ формирования и сжигания топливной смеси в камере детонационного горения ракетного двигателя

Способ формирования и сжигания топливной смеси в камере детонационного горения ракетного двигателя включает подачу окислителя и топлива с распылением их в камере детонационного горения с образованием детонационных волн, перемещающихся навстречу движущимся потокам окислителя, топлива, и выброс продуктов сгорания. Поступающие под давлением топливо и окислитель распыляют таким образом, что в каждом рабочем цикле, преимущественно, в конце детонационной камеры формируется динамический «поршень», путем химического взаимодействия факелов распыления, движущийся к передней стенке камеры, который и обеспечивает повышение температуры и давления рабочего цикла до сверхвысоких значений. Изобретение направлено на повышение реактивной тяги и термодинамического коэффициента полезного действия ракетного двигателя. 2 ил.

 

Способ формирования и сжигания топливной смеси в камере детонационного горения ракетного двигателя. Изобретение относится к двигателестроению, а именно, к пульсирующим реактивным двигателям, а также может быть использовано при создании детонационных энергетических систем. Известен патент №2429366, кл. F02K 7/02 «Способ повышения реактивной тяги бесклапанного пульсирующего воздушно-реактивного двигателя». Способ включает циклический выброс продуктов сгорания и всасывание атмосферного воздуха. На цикле всасывания осуществляют генерацию двух кольцевых вихрей, которые интенсифицируют массоперенос и горение, что приводит к росту амплитуды и пульсаций давления и росту тяги двигателя. К недостаткам данного способа следует отнести недостаточно значимое повышение коэффициента полезного действия двигателя. Известен патент №2347098 кл. F02K 7/02, 2006 «Способ работы сверхзвукового пульсирующего прямоточного воздушно-реактивного двигателя и сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель». Способ работы данного двигателя включает подачу и сжигание топлива в нескольких расширяющихся участках камеры сгорания в импульсно-периодическом режиме. Часть топлива подают в зону рециркуляции газа в местах стыка участков камеры сгорания. Количество и частоту подводимого топлива на каждом участке камеры сгорания выбирают из условия сохранения сверхзвукового течения в канале камеры сгорания. В качестве продуктов горения используют водород и воздух. Данный способ позволяет увеличить диапазон применения прямоточного воздушно-реактивного двигателя до чисел Маха полета М=13,5-14,5. Способ сложен в реализации и трудно оценить его термодинамический коэффициент полезного действия. Известен патент №2216642 «Способ кумулятивного сжигания топлива в реактивных двигателях», который взят нами за прототип. В камеру сгорания реактивного двигателя через форсунки, под углом к оси камеры сгорания подаются топливо и окислитель, таким образом, чтобы образовалось пространство, свободное от горючей смеси. Свободное пространство должно находиться по оси камеры сгорания и направлено в сторону противоположную направлению тяги. Для увеличения импульса реактивной тяги форсунки распыляют вещества с плотностью больше чем у горючей смеси или используют отдельные твердые топливные заряды. Данный способ отличается сложностью в исполнении. Непонятно как можно реализовать «…Кумулятивное сжигание позволяет получить скорости истечения продуктов сгорания 90 км/с.» Тогда как скорость распространения детонационной волны горения составляет в газовых средах 1-3 км/с (Физическая энциклопедия, Прохоров A.M. раздел « Детонация»). Следует обратить внимание на расположение большого количества распылителей топлива и окислителя по длине камеры. При контакте факелов распыленных материалов от форсунок, расположенных в передней части камеры, при их детонации продукты горения с большим давлением газовой среды тормозят работу остальных форсунок. Это снижает эффективность работы способа. Наиболее близким по техническому решению и достигаемому результату является патент RU 2080466, MПК F02K 7/02,1999 г. «Комбинированная камера пульсирующего двигателя детонационного горения», который взят нами за прототип. В центральном теле камеры сгорания расположены узел продуктов газогенерации с образованием кольцевого канала и струйный ускоритель воздуха, а соосно с ним размещено твердое обтекаемое тело с возможностью осевой и угловой степеней свободы. Работает комбинированная камера детонационного горения следующим образом. Струи продуктов газогенерации и воздуха сходятся на поверхности твердого обтекаемого тела. При контакте струй происходит химическое взаимодействие, что приводит к резкому повышению температуры и давления. Возникают детонационные волны, которые, отражаясь от поверхности твердого тела, будут перемещаться навстречу движущимся потокам воздуха и продуктов газогенерации. Отраженные волны, истекая через открытый конец полости камеры и сопло внешнего расширения, приводят к осевой составляющей тяги. Цикл повторяется. Способ формирования и сжигания топливной смеси, заложенный в комбинированной камере детонационного горения, имеет ряд существенных недостатков. Наличие препятствия на пути движения детонационных волн в виде твердого обтекателя и, отражаясь от него, передает импульс противоположный направлению движения, что, естественно, является существенным тормозом. Твердое обтекаемое тело находится в зоне экстремальных ударных и температурных воздействий. Решений по креплению обтекаемого тела в камере детонационного горения с возможностью осевого и углового перемещений вообще нет. Отсутствие запирающих клапанов не позволяет в полной мере оценить работу комбинированной камеры. При этом ведь речь идет об устройстве. Кроме того не исключено попадание не прореагирующих компонентов топлива, окислителя и детонационных волн в каналы подачи воздуха и продуктов газогенерации, что приведет к выводу из строя двигателя. Так как окислителя (воздуха) для полноценного горения требуется примерно 2,5 раза больше, чем продуктов газогенерации, то размещение струйного ускорителя воздуха в центре камеры детонационного горения усложняет задачу формирования стехиометрической смеси. Решаемая техническая задача - повышение реактивной тяги и термодинамического коэффициента полезного действия пульсирующего ракетного двигателя.

Решаемая техническая задача в способе формирования и сжигания топливной смеси в камере детонационного горения ракетного двигателя, включающий подачу окислителя и топлива с распылением их в камере детонационного горения с образованием детонационных волн, перемещающихся навстречу движущимся потоком окислителя, топлива и выброс продуктов сгорания достигается тем, что поступающие под давлением топливо и окислитель распыляют таким образом, что в каждом рабочем цикле, преимущественно, в конце детонационной камеры формируется динамический «поршень», путем химического взаимодействия факелов распыления, движущийся к передней стенке камеры, который и обеспечивает повышение температуры и давления рабочего цикла до сверхвысоких значений. На фиг. 1 представлена схема реализации способа в камере детонационного горения для системы топливо-окислитель. На фиг. 2 - рабочий цикл в камере детонационного горения с динамическим «поршнем». Способ реализуется следующим образом. В детонационную камеру горения 1 топливо и окислитель под давлением поступают в форсунки для распыления топлива 2 и окислителя 3 (Фиг. 1). При истечении и контакте конусных факелов 4 происходит детонация с образованием области детонационного горения 5, которая работает как динамический детонационный «поршень», движущийся к передней стенке 6 камеры, сжимая распыляемые материалы. По оси камеры происходит сжатие и детонация всей топливной смеси. В выходном направлении камеры срабатывает лишь незначительная часть окислителя и топлива. Закрываются оба обратных клапана 7, 8 и происходит полное удаление продуктов горения с совершением работы. Происходит завершение всего цикла горения. После достижения максимального давления газовой смеси идет процесс удаления из камеры продуктов сгорания. Рассмотрим рабочий цикл в камере детонационного горения АБСД на Фиг. 2. Отрезок кривой 9-10 - процесс показан с момента подачи топлива и окислителя в камеру сгорания, соприкосновения факелов распыления, начала реакции окисления и детонационного горения - точка 10 (обозначения: Т - температура, Тср. - средняя температура, Р - давление, V - объем). Отрезок кривой 10-11 возникновение ударной волны и сжатие газов топлива и окислителя. Процесс можно сравнить с кумулятивным взрывом, направленным в переднюю стенку камеры сгорания 6. В нашем случае это область 5 детонационного горения на фиг. 1, представляющая собой динамический «поршень». Отрезок 10-11 - лавинообразное развитие процесса детонации, сопровождающееся все возрастающими повышениями температуры и давления. Скорость процесса составляет миллисекунды и поэтому весь процесс можно рассматривать как изобарический. Температура и давление зависят от топлива и окислителя и достигают сверхвысоких значений. Кривая 11-13 - совершение работы, расширение детонационных газов. Процесс адиабатический. Чем выше температура и давление, тем выше КПД. Отрезок кривой 12-13 характеризует расширение газов вне рабочей камеры. Рассмотрим термодинамический коэффициент полезного действия где T1 - температура нагревателя,

в нашем случае для расчетов берется Тср., Т2 - температура холодильника (цикл Карно). В нашем способе T1>>T2 температура нагревателя на порядки выше Т2, что означает стремление термодинамического коэффициента полезного действия к значениям, близким к единице.

Способ формирования и сжигания топливной смеси в камере детонационного горения ракетного двигателя, включающий подачу окислителя и топлива с распылением их в камере детонационного горения с образованием детонационных волн, перемещающихся навстречу движущимся потокам окислителя, топлива, и выброс продуктов сгорания, отличающийся тем, что поступающие под давлением топливо и окислитель распыляют таким образом, что в каждом рабочем цикле, преимущественно, в конце детонационной камеры формируется динамический «поршень», путем химического взаимодействия факелов распыления, движущийся к передней стенке камеры, который и обеспечивает повышение температуры и давления рабочего цикла до сверхвысоких значений.



 

Похожие патенты:

Трансформируемый ракетно-воздушно-реактивный двигатель детонационного горения характеризуется тем, что включает в себя трансформируемое устройство формирования газогенераторной топливо-окислительной смеси, содержащее осесимметричный регулируемый воздухозаборник - смеситель - газогенератор, и систему подачи как минимум одного вида окислителя, а также содержащее воздушный компрессор с приводом от теплового двигателя с воздушным ресивером и системой подачи сжатого атмосферного воздуха в осесимметричный регулируемый воздухозаборник - смеситель - газогенератор, а также включает в себя маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения.

Изобретение относится к области воздушно-реактивных двигателей детонационного горения, эффективно работающих в широком диапазоне - от нулевых до сверхзвуковых скоростей.

Электроэнергетический детонационный турбоагрегат содержит синхронный генератор переменного тока, на выходном валу которого установлено как минимум одно реактивное турбинное колесо, по краям которого противоположно расположены как минимум два противоположно направленных маятниково-шиберных устройства реактивного детонационного горения.

Пульсирующий кумулятивный ракетный двигатель содержит камеру сгорания, сопловой блок, канал подачи кислорода и канал подачи водорода, камеру распределения кислорода, камеру распределения водорода, камеру вихревой закрутки кислорода, камеру вихревой закрутки водорода.

Изобретение относится к области испытаний, в частности стендовых испытаний режимов работы ЖРД, работающих в режиме непрерывной детонации на топливной смеси, состоящей из газообразного кислорода и керосина.

Пульсирующий реактивный двигатель содержит корпус, камеру сгорания с соплом, системы подачи компонентов в камеру сгорания и воспламенения топливной смеси. Камера сгорания имеет кольцевое поперечное сечение.

Камера сгорания с повышением давления содержит детонационную камеру, камеру предварительного горения, вихревой генератор для закрутки окислителя на пути подачи окислителя, расширительно-отклоняющее сопло, между камерой предварительного горения и детонационной камерой, обеспечивающее диффузионный путь жидкости между ними и воспламеняющее устройство в контакте с низкоскоростной вихревой зоной камеры предварительного горения.

Изобретение относится к области гиперзвуковых летательных аппаратов, а именно к высокоскоростным прямоточным воздушно-реактивным двигателям. Сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель с пульсирующим режимом запуска содержит сверхзвуковой воздухозаборник, изолятор, сверхзвуковую камеру сгорания, состоящую из участка постоянного сечения и расположенных за ним нескольких участков переменного сечения, сверхзвуковое сопло, несколько поясов подачи топлива.

Импульсный детонационный ракетный двигатель содержит детонационную камеру сгорания, вход которой через торцевую стенку служит для порционного ввода детонационного топлива и герметично соединен через баллистическое устройство с магнитокумулятивным генератором импульсов, источник начального возбуждения.

Цель изобретения - повышение эффективности ВРД стабильным поступлением воздушной массы при любых режимах работы при попутном увеличении силы тяги. Цель достигается путем поперечного выдавливания необходимой воздушной массы для камеры сгорания из ускоряющегося столба воздуха реактивной струей из канала, образованного лопаточным ротором в цилиндрическом корпусе с последующей заменой ускоренной воздушной массы на вновь сформированный воздушный массив с последующей заменой уже отсеченной части реактивной струи на столб воздуха, осуществляемого в тупиковом положении канала поперечным заполнением освобождаемого пространства воздухом из окружающего пространства через винтовое окно корпуса в период его движении для захода в реактивную струю с другой стороны.

Способ формирования и сжигания топливной смеси в камере детонационного горения ракетного двигателя включает подачу окислителя и топлива с распылением их в камере детонационного горения с образованием детонационных волн, перемещающихся навстречу движущимся потокам окислителя, топлива, и выброс продуктов сгорания. Поступающие под давлением топливо и окислитель распыляют таким образом, что в каждом рабочем цикле, преимущественно, в конце детонационной камеры формируется динамический «поршень», путем химического взаимодействия факелов распыления, движущийся к передней стенке камеры, который и обеспечивает повышение температуры и давления рабочего цикла до сверхвысоких значений. Изобретение направлено на повышение реактивной тяги и термодинамического коэффициента полезного действия ракетного двигателя. 2 ил.

Наверх