RU2046203C1 - Method of feeding hydrocarbon fuel in jet engine installation of flying vehicle and jet engine installation of flying vehicle - Google Patents
Method of feeding hydrocarbon fuel in jet engine installation of flying vehicle and jet engine installation of flying vehicle Download PDFInfo
- Publication number
- RU2046203C1 RU2046203C1 SU3023337A RU2046203C1 RU 2046203 C1 RU2046203 C1 RU 2046203C1 SU 3023337 A SU3023337 A SU 3023337A RU 2046203 C1 RU2046203 C1 RU 2046203C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- hydrocarbon fuel
- flight
- fuel
- aircraft
- heat
- Prior art date
Links
- 239000000446 fuel Substances 0.000 title claims abstract description 120
- 229930195733 hydrocarbon Natural products 0.000 title claims abstract description 76
- 150000002430 hydrocarbons Chemical class 0.000 title claims abstract description 76
- 239000004215 Carbon black (E152) Substances 0.000 title claims abstract description 74
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 31
- 238000009434 installation Methods 0.000 title claims abstract description 7
- CURLTUGMZLYLDI-UHFFFAOYSA-N Carbon dioxide Chemical compound O=C=O CURLTUGMZLYLDI-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 30
- UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N Hydrogen Chemical compound [H][H] UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 25
- 229910052739 hydrogen Inorganic materials 0.000 claims abstract description 24
- 239000001257 hydrogen Substances 0.000 claims abstract description 24
- 239000000203 mixture Substances 0.000 claims abstract description 24
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims abstract description 21
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 17
- 229910002092 carbon dioxide Inorganic materials 0.000 claims abstract description 15
- 239000001569 carbon dioxide Substances 0.000 claims abstract description 15
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims abstract description 11
- 239000003054 catalyst Substances 0.000 claims abstract description 7
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 claims description 30
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 claims description 10
- 230000006798 recombination Effects 0.000 claims description 6
- 238000005215 recombination Methods 0.000 claims description 6
- 239000007788 liquid Substances 0.000 claims description 5
- 239000002638 heterogeneous catalyst Substances 0.000 claims description 4
- 239000002815 homogeneous catalyst Substances 0.000 claims description 4
- 229910018072 Al 2 O 3 Inorganic materials 0.000 claims description 3
- 239000002253 acid Substances 0.000 claims description 3
- 150000007513 acids Chemical class 0.000 claims description 3
- 230000000712 assembly Effects 0.000 claims description 3
- 238000000429 assembly Methods 0.000 claims description 3
- 239000002828 fuel tank Substances 0.000 claims description 3
- 230000009466 transformation Effects 0.000 abstract description 7
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 5
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract description 5
- 238000002844 melting Methods 0.000 abstract 1
- 239000000047 product Substances 0.000 description 12
- 238000013461 design Methods 0.000 description 8
- 230000008569 process Effects 0.000 description 8
- 239000012084 conversion product Substances 0.000 description 5
- 150000003254 radicals Chemical class 0.000 description 5
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 4
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 3
- VYPSYNLAJGMNEJ-UHFFFAOYSA-N Silicium dioxide Chemical compound O=[Si]=O VYPSYNLAJGMNEJ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 2
- 229910002091 carbon monoxide Inorganic materials 0.000 description 2
- 238000010494 dissociation reaction Methods 0.000 description 2
- 230000005593 dissociations Effects 0.000 description 2
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 2
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 2
- 229910000838 Al alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 229910000952 Be alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- UGFAIRIUMAVXCW-UHFFFAOYSA-N Carbon monoxide Chemical compound [O+]#[C-] UGFAIRIUMAVXCW-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- -1 HCl Chemical class 0.000 description 1
- ZOKXTWBITQBERF-UHFFFAOYSA-N Molybdenum Chemical compound [Mo] ZOKXTWBITQBERF-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910000831 Steel Inorganic materials 0.000 description 1
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 1
- 238000004378 air conditioning Methods 0.000 description 1
- 229910045601 alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000000956 alloy Substances 0.000 description 1
- PNEYBMLMFCGWSK-UHFFFAOYSA-N aluminium oxide Inorganic materials [O-2].[O-2].[O-2].[Al+3].[Al+3] PNEYBMLMFCGWSK-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000000576 coating method Methods 0.000 description 1
- 150000001875 compounds Chemical class 0.000 description 1
- 239000002826 coolant Substances 0.000 description 1
- 238000011161 development Methods 0.000 description 1
- 230000007613 environmental effect Effects 0.000 description 1
- 239000000835 fiber Substances 0.000 description 1
- 230000004907 flux Effects 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 229910052750 molybdenum Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000011733 molybdenum Substances 0.000 description 1
- 230000003647 oxidation Effects 0.000 description 1
- 238000007254 oxidation reaction Methods 0.000 description 1
- TWNQGVIAIRXVLR-UHFFFAOYSA-N oxo(oxoalumanyloxy)alumane Chemical compound O=[Al]O[Al]=O TWNQGVIAIRXVLR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 239000000377 silicon dioxide Substances 0.000 description 1
- 239000007921 spray Substances 0.000 description 1
- 239000010959 steel Substances 0.000 description 1
- 238000012546 transfer Methods 0.000 description 1
- 238000000844 transformation Methods 0.000 description 1
- 238000010792 warming Methods 0.000 description 1
Images
Landscapes
- Hydrogen, Water And Hydrids (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к летательным аппаратам, в частности к гиперзвуковым самолетам, снабженным тепловой защитой конструкции и бортового оборудования и силовыми установками, обеспечивающими гиперзвуковую крейсерскую скорость атмосферного полета. Оно предназначено для использования в авиационной технике, а также в космической технике, эксплуатирующейся в условиях высокотемпературных (500 ≥ 1500оС) внешних тепловых воздействий.The invention relates to aircraft, in particular to hypersonic aircraft equipped with thermal protection of the structure and on-board equipment and power plants, providing hypersonic cruising speed of atmospheric flight. It is intended for use in aeronautical engineering, as well as in space technology, operating in conditions of high-temperature (500 ≥ 1500 о С) external thermal influences.
Известен способ подачи углеводородного топлива в реактивной двигательной установке летательного аппарата, содержащий предварительный нагрев углеводородного топлива в теплообменнике перед впрыском его в камеру сгорания [1]
На фиг.1 показано схематическое изображение энергетических преобразований углеводородного топлива при реализации крейсерского атмосферного полета.A known method of supplying hydrocarbon fuel in a jet engine of an aircraft, comprising preheating hydrocarbon fuel in a heat exchanger before injecting it into a combustion chamber [1]
Figure 1 shows a schematic representation of the energy transformations of hydrocarbon fuel during the implementation of cruising atmospheric flight.
Углеводородное топливо перед подачей его из бака 1 в двигатель 2 предварительно подогревают, повышая тем самым его энтальпию потоком горячего воздуха в теплообменнике 3, который подают от компрессора двигателя 2. Охлажденный при теплообменнике с топливом воздух подают в систему кондиционирования, а нагретое за этот счет топливо в двигатель. Before supplying it from the
Известному способу свойственны следующие существенные недостатки: недостаточная и приближающаяся в настоящее время к теоретическому пределу величина удельной тяги, получаемой в процессе окисления углеводородного топлива, в основном, по следующим причинам: умеренная величина теплотворной способности углеводородного топлива; склонность к диссоциации продуктов сгорания в рабочем объеме двигателя, что снижает и без того умеренное энерговыделение рабочего процесса. The known method has the following significant disadvantages: insufficient and currently approaching the theoretical limit, the specific thrust obtained in the process of oxidation of hydrocarbon fuel, mainly for the following reasons: moderate value of the calorific value of hydrocarbon fuel; the tendency to dissociation of combustion products in the working volume of the engine, which reduces the already moderate energy release of the working process.
В основе этого недостатка лежат умеренная теплоемкость продуктов сгорания и низкий уровень энергии внутримолекулярных химических связей. Большой молекулярный вес продуктов сгорания, что уменьшает показатели полноты перехода тепловой энергии в кинетическую. This drawback is based on the moderate heat capacity of the combustion products and the low energy level of intramolecular chemical bonds. The large molecular weight of the combustion products, which reduces the completeness of the transition of thermal energy into kinetic.
Высокие энергетические потери вне рабочего объема двигателя, такие как энергия аэродинамического нагрева планера, энергия нагрева силовой конструкции двигателя при осуществлении традиционного способа крейсерского атмосферного полета. High energy losses outside the engine’s working volume, such as the energy of aerodynamic heating of the airframe, the energy of heating the power structure of the engine in the implementation of the traditional method of cruising atmospheric flight.
Недостаточная эффективность бортовых конвективных систем охлаждения, где в качестве теплоносителя используется жидкое углеводородное топливо, обусловленная неоптимальным комплексом теплофизических и молекулярных свойств высокомолекулярных углеводородов. The insufficient efficiency of onboard convective cooling systems, where liquid hydrocarbon fuel is used as a heat carrier, due to the non-optimal complex of thermophysical and molecular properties of high molecular weight hydrocarbons.
Невозможность увеличения крейсерской скорости атмосферного полета, использующего в качестве источника энергии и теплоносителя углеводородное топливо до значений, лежащих в гиперзвуковом диапазоне скоростей М ≥ 6 по изложенным выше причинам. The impossibility of increasing the cruising speed of atmospheric flight, using hydrocarbon fuel as an energy source and coolant to values lying in the hypersonic speed range M ≥ 6 for the above reasons.
Из источника [1] известна реактивная двигательная установка летательного аппарата для осуществления известного способа, содержащая воздушно-реактивный двигатель, укрепленный на планере летательного аппарата с тугоплавкой теплопроводной обшивкой, с отсеками и агрегатами, баки углеводородного топлива, теплообменник и трубопроводы с арматурой. From the source [1] a jet propulsion system of an aircraft for the implementation of the known method is known, comprising an air-jet engine mounted on an airframe with refractory heat-conducting casing, with compartments and assemblies, hydrocarbon fuel tanks, a heat exchanger and pipelines with valves.
Целью изобретения является увеличение крейсерской скорости атмосферного полета до гиперзвуковой при одновременном уменьшении минимально возможных значений высоты полета за счет повышения полной энтальпии исходного углеводородного топлива в процессе полета и соответствующего увеличения удельной тяги двигателей при одновременном охлаждении конструкции летательного аппарата. The aim of the invention is to increase the cruising speed of atmospheric flight to hypersonic while reducing the minimum possible values of the flight altitude by increasing the total enthalpy of the original hydrocarbon fuel during the flight and a corresponding increase in the specific thrust of the engines while cooling the structure of the aircraft.
Сущность изобретения по способу заключается в том, что в способе подачи углеводородного топлива в реактивного топлива в реактивной двигательной установке летательного аппарата, содержащем предварительный подогрев углеводородного топлива в теплообменнике перед впрыском его в камеру сгорания, во время подогрева топлива в процессе полета исходное углеводородное топливо подвергают термическому превращению в присутствии паров воды и(или) углекислоты в водородсодержащую топливную смесь путем подачи топлива, воды и(или) углекислоты к нагревающимся в полете частям конструкции летательного аппарата, после чего полученную водородсодержащую топливную смесь подают в камеру сгорания. The essence of the invention according to the method lies in the fact that in the method for supplying hydrocarbon fuel to jet fuel in a jet propulsion system of an aircraft, comprising preheating the hydrocarbon fuel in a heat exchanger before injecting it into the combustion chamber, during heating of the fuel during the flight, the initial hydrocarbon fuel is subjected to thermal transformation in the presence of water vapor and (or) carbon dioxide into a hydrogen-containing fuel mixture by supplying fuel, water and (or) carbon dioxide to evayuschimsya parts in flight aircraft structure, after which the resulting hydrogen-containing fuel mixture fed into the combustion chamber.
Кроме того, с целью обеспечения более полного термического превращения углеводородного топлива термическое превращение углеводородного топлива осуществляют в присутствии катализатора, в качестве которого используют гомогенный катализатор типа жидких кислот HCl, H2SO4 или гетерогенный катализатор типа окисной пленки Al2O3, а с целью уменьшения взлетного веса размеров летательного аппарата и получения дополнительной тепловой энергии для проведения термического превращения исходного углеводородного топлива в водородсодержащую топливную смесь в процессе полета пары воды и углекислоту отбирают из продуктов сгорания, отводимых от сопла двигателя, и соединяют с подлежащим термическому превращению углеводородным топливом.In addition, in order to provide a more complete thermal conversion of hydrocarbon fuel, the thermal conversion of hydrocarbon fuel is carried out in the presence of a catalyst, which is used as a homogeneous catalyst such as liquid acids HCl, H 2 SO 4 or a heterogeneous catalyst such as an oxide film Al 2 O 3 , and with the aim reducing the take-off weight of the size of the aircraft and obtaining additional thermal energy for the thermal conversion of the original hydrocarbon fuel into hydrogen-containing fuel during the flight, water vapors and carbon dioxide are taken from the combustion products discharged from the engine nozzle and combined with the hydrocarbon fuel to be thermally converted.
Сущность изобретения по устройству заключается в том, что реактивная двигательная установка летательного аппарата, содержащая воздушно-активный двигатель, укрепленный на планере летательного аппарата с тугоплавкой теплопроводной обшивкой, с отсеками и агрегатами, баки углеводородного топлива, теплообменник и трубопроводы с арматурой, дополнительно снабжена прямоточным воздушно-реактивным двигателем, дополнительными баками с компонентами, участвующими в термическом превращении исходного углеводородного топлива, и непроницаемой нетеплопроводной оболочкой, охватывающей отсеки и агрегаты и образующей с внутренней обшивкой планера полость теплообменника, являющуюся рабочим объемом первого реактора, а также дополнительно содержит второй реактор, выполненный в виде замкнутого резервуара из непроницаемой нетеплопроводной оболочки и имеющий общую теплопроводную стенку с воздушно-реактивным двигателем, причем дополнительные баки и баки с углеводородным топливом через трубопроводы с арматурой соединены с реакторами, которые, в свою очередь, через трубопроводы с арматурой соединены с двигателями. The essence of the invention for the device lies in the fact that the jet propulsion system of the aircraft, containing an air-active engine mounted on the glider of the aircraft with refractory heat-conductive casing, with compartments and assemblies, hydrocarbon fuel tanks, a heat exchanger and pipelines with valves, is additionally equipped with a direct-flow air - jet engine, additional tanks with components involved in the thermal conversion of the original hydrocarbon fuel, and impermeable a heat-conducting shell covering compartments and units and forming a heat exchanger cavity, which is the working volume of the first reactor, with the inner glider skin, and further comprises a second reactor made in the form of a closed tank of an impermeable non-heat-conducting shell and having a common heat-conducting wall with an air-jet engine, additional tanks and tanks with hydrocarbon fuel through pipelines with valves are connected to reactors, which, in turn, through pipelines with arm Atura connected to the engines.
Кроме того, с целью дополнительного обеспечения тепловой энергией второго реактора, трубопровод второго реактора выполнен в виде змеевика, а с целью увеличения удельной тяги прямоточного воздушно-реактивного двигателя за счет проведения в прямоточном воздушно-реактивном двигателе частичной рекомбинации свободных радикалов, не успевших рекомбинировать во втором реакторе, трубопровод, соединяющий второй реактор с прямоточным воздушно-реактивным двигателем, выполнен в виде отверстия в их общей стенке. In addition, in order to provide additional heat to the second reactor, the pipeline of the second reactor is made in the form of a coil, and in order to increase the specific thrust of the ramjet engine through partial free radical recombination in the ramjet engine that did not have time to recombine in the second reactor, the pipeline connecting the second reactor with a ramjet engine is made in the form of an opening in their common wall.
Это позволяет за счет повышения полной энтальпии исходного углеводородного топлива путем изменения его молекулярного состава и многократного увеличения нагрева в процессе полета, обеспечить увеличение тяги и скорости выхода из сопла продуктов сгорания, что приводит к увеличению скорости полета при одновременном эффективном охлаждении конструкции летательного аппарата. Превращение исходного углеводородного топлива в эффективную водородсодержащую топливную смесь, сопровождаемое эндотермическим эффектом, осуществляется в окрестностях нагревающихся частей конструкции летательного аппарата за счет выделяемой ими тепловой энергии. Эндотермический процесс превращения обеспечивает охлаждение летательного аппарата на крейсерской высоте гиперзвукового полета 10-20 км. This allows, by increasing the total enthalpy of the initial hydrocarbon fuel by changing its molecular composition and a multiple increase in heating during the flight, to increase the thrust and the rate of exit of the combustion products from the nozzle, which leads to an increase in flight speed while effectively cooling the structure of the aircraft. The conversion of the original hydrocarbon fuel into an effective hydrogen-containing fuel mixture, accompanied by an endothermic effect, is carried out in the vicinity of the heating parts of the aircraft structure due to the thermal energy emitted by them. The endothermic transformation process provides cooling of the aircraft at a cruising altitude of hypersonic flight of 10-20 km.
Вновь образованная топливная смесь, подаваемая в прямоточный воздушно-реактивный двигатель с регулируемым режимом горения, может обеспечить удельную тягу, необходимую для осуществления крейсерского гиперзвукового атмосферного полета. The newly formed fuel mixture supplied to the ramjet with an adjustable combustion mode can provide the specific thrust required for cruising hypersonic atmospheric flight.
Смысл предлагаемой концепции состоит в качественно новом подходе к решению проблемы повышения общего объемного КПД летательного аппарата за счет полезного использования тепловой энергии, выделяемой конструкцией летательного аппарата в крейсерском атмосферном полете и рассматриваемой в современной авиационной и ракетной технике как вредные тепловые потери. The meaning of the proposed concept is a qualitatively new approach to solving the problem of increasing the overall volumetric efficiency of an aircraft due to the beneficial use of thermal energy emitted by the design of the aircraft in cruising atmospheric flight and considered in modern aviation and rocket technology as harmful heat loss.
На фиг.1 представлено схематическое изображение предварительного повышения энергии углеводородного топлива в известном способе подачи углеводородного топлива в реактивной двигательной установке, принятой за прототип; на фиг.2 схематическое изображение использования энергии углеводородного топлива в предлагаемом способе, где для наглядности двигатели условно развернуты относительно планера на 90о; на фиг.3-5 схематическое изображение конструкции реактивной двигательной установки летательного аппарата, предназначенной для осуществления предложенного способа; на фиг.6 схематическое изображение атмосферного полета с использованием предложенного способа.Figure 1 presents a schematic representation of a preliminary increase in the energy of hydrocarbon fuel in a known method of supplying hydrocarbon fuel in a jet propulsion system, adopted as a prototype; figure 2 is a schematic representation of the use of energy of hydrocarbon fuel in the proposed method, where for clarity, the engines are conventionally deployed relative to the glider at 90 about ; Fig.3-5 schematic representation of the design of the jet propulsion system of the aircraft, designed to implement the proposed method; Fig.6 schematic representation of atmospheric flight using the proposed method.
Реактивная двигательная установка летательного аппарата содержит бак 1 с углеводородным топливом, турбореактивный двигатель (ТРД) 2, стойку 3 отбора продуктов сгорания, прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД) 4, планер 5, бак 6 с компонентами для углеводородного топлива, непроницаемую нетеплопроводную оболочку 7, первый реактор 8, второй реактор 9, первый трубопровод 10, второй трубопровод 11, третий трубопровод 12, четвертый трубопровод 13, пятый трубопровод 14, шестой трубопровод 15, седьмой трубопровод (отверстие с клапаном) 16, распылительную стойку 17, восьмой трубопровод 18, переключающий клапан 19, запорное устройство 20. Aircraft jet engine installation contains a
В атмосферном полете, крейсерская скорость и высота которого обеспечивают нагрев внутренней поверхности обшивки планера до температуры более 500оС, исходное углеводородное топливо из бака 1 (фиг.2), перед тем как направить его в двигатели 2, 4 и использовать там по прямому назначению, подают в окрестности греющихся частей конструкции летательного аппарата к двигателям 2, 4 и планеру 5 и под воздействием высокой температуры (более 500оС) в присутствии паров воды и(или) углекислоты проводят его термическое превращение, например конверсию, за счет диссоциации исходного углеводородного топлива, воды и(или) углекислоты на свободные радикалы и последующей их рекомбинации в устойчивые соединения продукты конверсии, после чего из продуктов конверсии формируют поток и подают его в двигатели 2, 4. Продукты конверсии состоят в основном из газообразного водорода (≈ 70 мас.) и содержат также низкомолекулярные углеводороды и окись углерода. При проведении термического превращения подводимые к охлаждаемым поверхностям планера 5 и двигателей 2, 4 исходное углеводородное топливо и компоненты, в присутствии которых проводят конверсию, поглощают тепло, передаваемое им поверхностью, нагреваются до температуры 400-500оС и за этот счет повышают свою энтальпию, поскольку до этой температуры их химический состав меняется незначительно (глубина конверсии не превышает 10-15%).In the atmospheric flight, the cruising speed and the height of which provide internal heating surface of the skin of the airframe to a temperature over 500 ° C, the hydrocarbon fuel from the tank 1 (2), before directing it into the
При дальнейшем росте температуры интенсивность конверсии исходного углеводородного топлива с парами воды и(или) углекислотой резко возрастает и при температуре 800оС наступает полное превращение исходного углеводородного топлива в топливную смесь, состоящую в основном, из водорода (газообразное водородное топливо). Сопровождающий конверсию эндотермический эффект достигает величины 4000 ккал/кг исходного углеводородного топлива, что обеспечивает эффективное охлаждение теплонапряженных элементов конструкции летательного аппарата.With further increase in temperature, the intensity of conversion of the hydrocarbon fuel with water vapor and (or) carbon dioxide increases sharply at a temperature of 800 ° C there is complete conversion of the hydrocarbon fuel in the fuel mixture, consisting mainly of hydrogen (gaseous hydrogen fuel). The endothermic effect accompanying the conversion reaches 4000 kcal / kg of the original hydrocarbon fuel, which provides effective cooling of the heat-stressed structural elements of the aircraft.
В этом диапазоне температур (500-800оС) происходит рост полной энтальпии исходного углеводородного топлива по мере его превращения в водородсодержащую топливную смесь. Теплота образования продуктов конверсии выше теплоты образования исходного углеводородного топлива и компонентов, в присутствии которых проводят конверсию, что следует из энергетической сущности рабочего процесса. Начиная с температуры 500оС при развитии конверсии, тепловая энергия идет, в основном, на увеличение химической энергии исходного топлива, что выражается в существенно большей теплотворной способности и термостойкости вновь образуемой топливной смеси по сравнению с этими характеристиками исходного углеводородного топлива.In this temperature range (500-800 ° C) is a growth total enthalpy of the hydrocarbon fuel at least to its transformation into a hydrogen-fuel mixture. The heat of formation of conversion products is higher than the heat of formation of the original hydrocarbon fuel and components in the presence of which the conversion is carried out, which follows from the energy essence of the working process. Starting from a temperature of 500 ° C during the development of the conversion, the thermal energy is mainly to increase the chemical energy of the fuel source, resulting in a substantially higher calorific value and heat resistance of the newly formed fuel mixture compared to these characteristics of the hydrocarbon fuel.
Общая энтальпия вырабатываемой в процессе полета топливной смеси по сравнению с исходным углеводородным топливом возрастает как за счет увеличения химической энергии ее компонентов, так и за счет увеличения ее энтальпии, складывающейся из тепла, потребного для разогрева исходного углеводородного топлива и компонентов, в присутствии которых оно конвертирует до температуры конверсии, и тепла, выделяемого при образовании водородсодержащей топливной смеси путем рекомбинации свободных радикалов в продукты конверсии, приводящего к их нагреву. The total enthalpy of the fuel mixture produced during the flight, compared to the original hydrocarbon fuel, increases both due to an increase in the chemical energy of its components, and due to an increase in its enthalpy, which is composed of the heat required to heat the initial hydrocarbon fuel and the components in the presence of which it converts to the conversion temperature, and the heat released during the formation of a hydrogen-containing fuel mixture by recombination of free radicals into conversion products, leading to their heating howling
Топливную смесь, обладающую высокой теплотворной способностью и повышенной термостойкостью, нагретую до температуры более 800оС, подают в ПВРД 4 с регулируемым режимом горения и обеспечивают тем самым удельную тягу, необходимую для реализации гиперзвукового крейсерского полета при допустимых температурных режимах конструкции летательного аппарата.Fuel mixture having a high calorific capacity and high thermal stability, heated to a temperature over 800 ° C is fed into the
Для обеспечения полного термического превращения (увеличения глубины конверсии) его проводят в присутствии катализаторов. В качестве гомогенных катализаторов могут использоваться жидкие кислоты, такие как HCl, H2SO4 и т.п.To ensure complete thermal conversion (increase in conversion depth), it is carried out in the presence of catalysts. Liquid acids such as HCl, H 2 SO 4 and the like can be used as homogeneous catalysts.
Количество такого гомогенного катализатора не превосходит 1% от общей массы исходного топлива, причем катализатор может предварительно растворяться в исходном топливе. The amount of such a homogeneous catalyst does not exceed 1% of the total mass of the initial fuel, and the catalyst can be previously dissolved in the original fuel.
Примером гетерогенного катализатора может служить окись алюминия. Присутствие такого катализатора в зоне реакции легко осуществляется использованием окисной пленки (Al2O3) на поверхности деталей из алюминиевых сплавов, находящихся в зоне проведения рабочего процесса.An example of a heterogeneous catalyst is alumina. The presence of such a catalyst in the reaction zone is easily carried out using an oxide film (Al 2 O 3 ) on the surface of parts made of aluminum alloys located in the zone of the working process.
Для уменьшения емкости баков с водой или углекислотой, в присутствии которых проводят конверсию исходного углеводородного топлива в объеме летательного аппарата в процессе полета, часть продуктов сгорания водородсодержащей топливной смеси, которые состоят из паров воды и углекислоты, отводят от сопла ПВРД 4 с помощью пятого трубопровода 14, расположенного в стойке 3 отбора продуктов сгорания, и подают в зону конверсии исходного углеводородного топлива этими компонентами. При этом могут быть существенно уменьшены размеры и взлетный вес летательного аппарата за счет уменьшения емкости баков с этими компонентами. To reduce the capacity of the tanks with water or carbon dioxide, in the presence of which the initial hydrocarbon fuel is converted into the volume of the aircraft during the flight, some of the products of combustion of the hydrogen-containing fuel mixture, which consist of water vapor and carbon dioxide, are removed from the
Одновременно с этим в зону конверсии вместе с отводимыми от сопла продуктами сгорания поступает дополнительная тепловая энергия, количество которой зависит от температуры и теплоемкости продуктов сгорания и используемая при проведении рабочего процесса. At the same time, additional thermal energy enters the conversion zone together with the combustion products discharged from the nozzle, the amount of which depends on the temperature and heat capacity of the combustion products and is used during the working process.
Особенность конструкции летательного аппарата (см. фиг.2-5), реализующего предлагаемый способ крейсерского атмосферного полета, состоит в том, что тугоплавкая теплопроводная обшивка планера 5 (например, из сплавов молибдена, бериллия, легированных сталей) лишена теплозащитных покрытий, что обеспечивает приток внутрь конструкции летательного аппарата тепловой энергии, необходимой для осуществления исходного углеводородного топлива в эффективную водородсодержащую топливную смесь, а также допустимые температурные градиенты по нормали к обшивке планера 5, что обеспечивает допустимые механические напряжения силовой конструкции летательного аппарата в процессе крейсерского гиперзвукового атмосферного полета. Дополнительно летательный аппарат снабжен непроницаемой нетеплопроводной оболочкой 7, выполненной, например, из материала на основе кварцевого волокна, покрытого пленкой из окиси алюминия, которая является гетерогенным катализатором в рабочих процессах по предложенному способу. A design feature of the aircraft (see FIGS. 2-5) that implements the proposed method for cruising atmospheric flight is that the refractory heat-conductive sheathing of the airframe 5 (for example, from molybdenum, beryllium alloys, alloy steels) is devoid of heat-resistant coatings, which provides an inflow inside the aircraft’s design of thermal energy necessary for the implementation of the initial hydrocarbon fuel into an effective hydrogen-containing fuel mixture, as well as permissible temperature gradients normal to glider
Оболочка 7 размещается внутри планера 5 и содержит в себе отсеки и агрегаты летательного аппарата. Внутренняя поверхность обшивки планера 5 образует с внешней поверхностью оболочки 7 полость, именуемую в дальнейшем рабочим объемом первого реактора 8, с помощью которого в процессе полета осуществляется охлаждение планера 5 и одновременно с этим превращение исходного углеводородного топлива в эффективную водородсодержащую топливную смесь. Кроме того, летательный аппарат снабжен замкнутым резервуаром, выполненным из непроницаемой нетеплопроводной оболочки и имеющим общую теплопроводную стенку с дополнительно введенным в силовую установку летательного аппарата прямоточным воздушно-реактивным двигателем (ПВРД) 4 с регулируемым режимом горения. The
Названный резервуар именуется в дальнейшем вторым реактором 9. В процессе полета второй реактор 9 осуществляет охлаждение конструкции ТРД 2 и ПВРД 4 и одновременно с этим превращение остальной, не претерпевшей превращения в первом реакторе 8, части исходного углеводородного топлива в эффективную водородсодержащую топливную смесь, используя тепло, выделяемое конструкциями работающих двигателей 2 и 4. Летательный аппарат также дополнительно снабжен баками 6 с Н2О или СО2. Баки 1 и 6 при помощи первого и второго трубопроводов 10, 11 с арматурой соединены с первым и вторым реакторами 8 и 9.The named reservoir is hereinafter referred to as the
В свою очередь, первый реактор 8 с помощью трубопроводов 12 и 18 соединяется с ТРД 2, а с помощью четвертого трубопровода 13 с ПВРД 4. Второй реактор 9 связан с ТРД 2 с шестым трубопроводом 15, а с ПВРД 4 седьмым трубопроводом 16. In turn, the
Трубопроводы могут быть снабжены арматурой, в состав которой входят, например, такие устройства, как смесители, различного рода клапаны, форсунки и т.п. Pipelines can be equipped with fittings, which include, for example, devices such as mixers, various valves, nozzles, etc.
Для дополнительного обеспечения тепловой энергией второго реактора 9 за счет тепла, выделяемого при работе первого реактора 8, четвертый трубопровод 13 вводят во второй реактор 9, где придают ему форму змеевика, что повышает эффективность теплопередачи от высокотемпературной водородсодержащей топливной смеси, образовавшейся в первом реакторе 8 и циркулирующей в змеевике, в рабочий объем второго реактора 9, где также осуществляется конверсия исходного углеводородного топлива с парами воды и(или) углекислотой, после чего змеевик 13 выводят из рабочего объема второго реактора 9 и соединяют его с ПВРД 4 трубопроводом 13, расположенным в распылительной стойке 17. To provide additional heat to the
С целью увеличения тяги ПВРД 4 за счет возможного осуществления частичной рекомбинации свободных радикалов, образующихся во втором реакторе 9 при проведении в нем конверсии исходного углеводородного топлива, седьмой трубопровод 16, соединяющий рабочий объем второго реактора 9 с ПВРД 4, имеет минимальную протяженность и представляет собой отверстие с клапаном в стенке между рабочими объемами и второго реактора 9 и ПВРД 4. Суммарное количество тепла, поступающего через планер в конструкцию летательного аппарата, в крейсерском атмосферном полете на высоте 20000 м со скоростью, соответствующей числу М 6, при размерах планера, соизмеримых с размерами летательного аппарата по прототипу, может достигать 100000 ккал/мин, что эквивалентно мощности теплового потока 10000 л.с. In order to increase the thrust of the
Летательный аппарат, на котором осуществляется способ крейсерского атмосферного полета с предложенным способом подачи топлива, располагает двумя видами топлива исходным углеводородным топливом и водородсодержащей топливной смесью, вырабатываемой в процессе полета. Предлагаемый двухтопливный гиперзвуковой летательный аппарат имеет дополнительные преимущества в случае заправки углеводородным топливом в полете с помощью обычных самолетов-заправщиков в дозвуковом режиме полета. The aircraft, on which the method of cruising atmospheric flight is carried out with the proposed method of supplying fuel, has two types of fuel, the initial hydrocarbon fuel and the hydrogen-containing fuel mixture generated during the flight. The proposed dual-fuel hypersonic aircraft has additional advantages in the case of refueling with hydrocarbon fuel in flight using conventional refueling aircraft in subsonic flight mode.
Схема полета с использованием предложенного способа (см. фиг.6) состоит в следующем. Для снижения веса шасси и конструкции летательного аппарата он взлетает с неполностью заправленными баками, которые заправляются в полете, где А первая заправка в полете. The flight scheme using the proposed method (see Fig.6) is as follows. To reduce the weight of the landing gear and the design of the aircraft, it takes off with incompletely filled tanks that refuel in flight, where A is the first refueling in flight.
Взлет и разгон до числа М 3, а также крейсерский сверхзвуковой полет (режим В) осуществляются с помощью ТРД 2, для чего из бака 1 углеводородное топливо по первому и второму трубопроводам 10, 11 подают во второй и первый реакторы 9, 8, конвективно охлаждают обшивку планера 5 и конструкции двигателей 2, 4 и через шестой, третий и восьмой трубопроводы 12, 15 и 18 подают в ТРД 2, где и сжигают. При прогреве топлива в первом и втором реакторах 8, 9 до температуры 500оС, что может быть достигнуто выбором нужной крейсерской высоты полета, создаются условия для превращения исходного углеводородного топлива в водородсодержащую топливную смесь при одновременном переходе к более эффективному охлаждению конструкции летательного аппарата, что дает возможность увеличения крейсерской скорости до числа М 6. Для осуществления этого в реакторы 8, 9 помимо углеводородного топлива дополнительно подают воду из бака 6 и прекращают подачу исходного топлива в ТРД 2, для чего с помощью переключающих клапанов 19, запорного устройства 20, четвертого и седьмого трубопроводов 13 и 16 водородсодержащую топливную смесь направляют в ПВРД 4 и переходят в режим гиперзвукового крейсерского полета (режим С) (фиг.6).Take-off and acceleration to the
В режиме С часть продуктов сгорания, представляющих собой пары воды и углекислоту, при помощи пятого трубопровода 14 отводят во второй реактор 9. In mode C, part of the combustion products, which are water vapor and carbon dioxide, with the help of the
При завершении крейсерского гиперзвукового полета прекращают подачу воды в реакторы и топлива в ПВРД и с помощью ТРД, куда возобновляют подачу углеводородного топлива, завершают полет или производят вторую заправку углеводородным топливом в полете (D) для повторения вышеописанных циклов, обеспечивающих приращение дальности полета (Е) и т.д. At the end of the cruising hypersonic flight, the water supply to the reactors and fuels in the ramjet is stopped and, using the turbojet engine, where the hydrocarbon fuel supply is resumed, the flight is completed or the second refueling is performed with hydrocarbon fuel in flight (D) to repeat the above cycles, providing an increase in flight range (E) etc.
Использование предлагаемого способа и устройства для его осуществления имеет следующие преимущества. Using the proposed method and device for its implementation has the following advantages.
Тенденция увеличения скорости и снижения высоты крейсерского атмосферного полета, актуальная для таких типов летательных аппаратов, как правило, сопряжена с ростом энергетических потерь, обусловленных ростом сопротивления среды, полезное использование которых, в частности тепловой энергии, поглощаемой летательным аппаратом за счет его аэродинамического нагрева, лежит в основе реалистического подхода к проектированию такого типа летательных аппаратов. The tendency to increase the speed and decrease the altitude of cruising atmospheric flight, which is relevant for these types of aircraft, is usually associated with an increase in energy losses due to an increase in environmental resistance, the useful use of which, in particular the thermal energy absorbed by the aircraft due to its aerodynamic heating, lies at the heart of a realistic approach to designing this type of aircraft.
Проведение предварительного термического превращения исходного углеводородного топлива полете в пределах всей конструкции летательного аппарата, сопровождающегося эффективным охлаждением его конструкции и образованием эффективного газообразного водородного топлива, дает возможность увеличения скорости вплоть до гиперзвуковой с одновременным снижением минимально возможных значений высоты крейсерского атмосферного полета и обеспечивается полезным использованием склонности исходного углеводородного топлива к диссоциации, что приводит к снижению энергетических затрат при его превращении в водородное топливо, а также к снижению температурного уровня охлаждения конструкции летательного аппарата; полезным использованием экзотермического эффекта рекомбинации свободных радикалов, образующихся в процессе превращения исходного углеводородного топлива, приводящего к росту энтальпии вновь образующегося водородного топлива; подключением к непосредственному решению энергетической проблемы в части генерации водородного топлива всей конструкции летательного аппарата, поглощающего тепло во время полета, что расширяет физическую сущность такого параметра, как общий объемный КПД летательного аппарата; повышением теплотворной способности образуемого газообразного водородного топлива по сравнению с исходным углеводородным в 2,5 раза, а также более полным превращением в двигателе тепловой энергии в кинетическую за счет уменьшения молекулярного веса продуктов сгорания; повышением эффективности тепловой защиты конструкции летательного аппарата за счет эндотермического эффекта, сопровождающего процесс термического превращения исходного углеводородного топлива и достигающего величины 4000 ккал/кг. The preliminary thermal conversion of the initial hydrocarbon fuel to flight within the entire structure of the aircraft, accompanied by effective cooling of its structure and the formation of effective gaseous hydrogen fuel, makes it possible to increase the speed up to hypersonic with a simultaneous decrease in the minimum possible altitude values of cruising atmospheric flight and is ensured by the beneficial use of the inclination of the initial hydrocarbon fuel to dissociate that leads to lower energy costs when it is converted to hydrogen fuel, as well as to lower the temperature level of the cooling structure of the aircraft; the beneficial use of the exothermic effect of the recombination of free radicals generated during the conversion of the original hydrocarbon fuel, leading to an increase in the enthalpy of the newly formed hydrogen fuel; connecting to a direct solution to the energy problem regarding the generation of hydrogen fuel of the entire aircraft structure, which absorbs heat during the flight, which expands the physical nature of such a parameter as the total volumetric efficiency of the aircraft; 2.5 times increase in the calorific value of the generated gaseous hydrogen fuel compared to the original hydrocarbon fuel, as well as more complete conversion of kinetic energy into the kinetic energy in the engine by reducing the molecular weight of the combustion products; increasing the efficiency of thermal protection of the aircraft structure due to the endothermic effect that accompanies the process of thermal conversion of the original hydrocarbon fuel and reaches a value of 4000 kcal / kg
Генерация газообразного водородного топлива из исходного углеводородного на борту летательного аппарата в процессе полета избавляет от необходимости решать крайне сложные технико-экономические проблемы производства, транспортирования, хранения, заправки и размещения на борту топлива на основе жидкого водорода в наземных условиях. Generation of gaseous hydrogen fuel from the original hydrocarbon fuel on board the aircraft during the flight eliminates the need to solve extremely complex technical and economic problems in the production, transportation, storage, refueling, and placement of liquid hydrogen-based fuel on board in ground conditions.
Возможность реализации высокого аэродинамического качества летательного аппарата за счет снижения тепловых ограничений на конфигурацию его внешних обводов. The ability to implement high aerodynamic quality of the aircraft by reducing thermal restrictions on the configuration of its external contours.
Снижение тепловых ограничений на режимы и траектории полета. Decrease in thermal restrictions on the modes and flight paths.
Летательный аппарат для реализации предлагаемого способа полета нуждается в экстремальных физических условиях полета, что активизирует работу основных систем летательного аппарата и является принципиальным отличием его от прототипа. The aircraft for the implementation of the proposed method of flight requires extreme physical flight conditions, which activates the operation of the main systems of the aircraft and is a fundamental difference from the prototype.
Увеличение дальности гиперзвукового полета за счет заправок исходным углеводородным топливом в процессе полета в дозвуковом режиме. An increase in the hypersonic flight range due to refueling with the initial hydrocarbon fuel during the flight in the subsonic mode.
Claims (7)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| SU3023337 RU2046203C1 (en) | 1981-07-27 | 1981-07-27 | Method of feeding hydrocarbon fuel in jet engine installation of flying vehicle and jet engine installation of flying vehicle |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| SU3023337 RU2046203C1 (en) | 1981-07-27 | 1981-07-27 | Method of feeding hydrocarbon fuel in jet engine installation of flying vehicle and jet engine installation of flying vehicle |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2046203C1 true RU2046203C1 (en) | 1995-10-20 |
Family
ID=20928254
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| SU3023337 RU2046203C1 (en) | 1981-07-27 | 1981-07-27 | Method of feeding hydrocarbon fuel in jet engine installation of flying vehicle and jet engine installation of flying vehicle |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2046203C1 (en) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2225807C2 (en) * | 2002-02-08 | 2004-03-20 | Открытое акционерное общество Производственно-конструкторское объединение "Теплообменник" | Fuel heater for heating fuel in flying vehicle tank |
| RU2293200C2 (en) * | 2005-03-11 | 2007-02-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение прикладной механики им. акад. М.Ф. Решетнева" | Method of and device for feeding working medium of spacecraft engine plant |
| WO2014021742A3 (en) * | 2012-07-31 | 2014-06-12 | Aleksandrov Oleg Aleksandrovich | Method for moving payloads in the atmosphere of a planet at velocities greater than orbital velocity and hypersonic aircraft for the implementation thereof |
| RU2663252C1 (en) * | 2017-08-03 | 2018-08-03 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное предприятие "Конверсия" | Hydrocarbon fuel supply system for hypersonic aircraft and method of fuel supply to system |
-
1981
- 1981-07-27 RU SU3023337 patent/RU2046203C1/en active
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Техническая информация ЦАГИ, N 15, 1976, с.1-28. * |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2225807C2 (en) * | 2002-02-08 | 2004-03-20 | Открытое акционерное общество Производственно-конструкторское объединение "Теплообменник" | Fuel heater for heating fuel in flying vehicle tank |
| RU2293200C2 (en) * | 2005-03-11 | 2007-02-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение прикладной механики им. акад. М.Ф. Решетнева" | Method of and device for feeding working medium of spacecraft engine plant |
| WO2014021742A3 (en) * | 2012-07-31 | 2014-06-12 | Aleksandrov Oleg Aleksandrovich | Method for moving payloads in the atmosphere of a planet at velocities greater than orbital velocity and hypersonic aircraft for the implementation thereof |
| RU2618831C2 (en) * | 2012-07-31 | 2017-05-11 | Олег Александрович Александров | Method and air vehicle for moving in planetary atmosphere with speeds above the first space and highly integrated hypersonic vehicle apparatus (versions) for implementation of the method |
| RU2663252C1 (en) * | 2017-08-03 | 2018-08-03 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное предприятие "Конверсия" | Hydrocarbon fuel supply system for hypersonic aircraft and method of fuel supply to system |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JPS63120841A (en) | Pusher and method of improving fuel device | |
| CN104632467B (en) | Rocket thrust chamber provided with acoustic cavity and applied to supersonic airliner and supply system thereof | |
| JPS63125497A (en) | Aircraft and fuel storage method | |
| JPS63120840A (en) | Pusher and method of improving fuel device | |
| US4840025A (en) | Multiple-propellant air vehicle and propulsion system | |
| CN105649775B (en) | With system and method, aircraft that compressed air is force source | |
| US20150315971A1 (en) | High-speed vehicle power and thermal management system and methods of use therefor | |
| US7963100B2 (en) | Cooling system for high-speed vehicles and method of cooling high-speed vehicles | |
| CN113217194B (en) | Composite channel regenerative cooling active heat protection system based on steam reforming | |
| CN105258385A (en) | Cooling and heating machine and applications thereof | |
| JP2016510278A (en) | Aircraft and method for managing evaporated cryogenic fuel | |
| US20240102657A1 (en) | System and method for using ammonia as a fuel source for engines | |
| US20040245382A1 (en) | Aircraft which employs hydrogen as fuel | |
| RU2012132698A (en) | METHOD FOR CARRYING LOADS IN THE ATMOSPHERE OF PLANETS AT SPEEDS ABOVE THE FIRST SPACE AND MULTI-MODE SUPER-SONIC FLIGHT VEHICLE WITH HIGH PLANER INTEGRATION FOR ITS IMPLEMENTATION | |
| JPS63120842A (en) | Pusher | |
| RU2046203C1 (en) | Method of feeding hydrocarbon fuel in jet engine installation of flying vehicle and jet engine installation of flying vehicle | |
| Sato et al. | Development study of the ATREX engine for TSTO spaceplane | |
| JPS63113169A (en) | Pusher, combustion apparatus liner and manufacture of liner for nozzle | |
| JPH07284655A (en) | Heat carrying out device | |
| Yao et al. | Performance study of a pre-cooled turbo-rocket combined engine under a wide Mach number of 0~ 5 | |
| US4835959A (en) | Multiple-propellant air vehicle and propulsion system | |
| IANOVSKI et al. | Endothermic fuels for hypersonic aviation | |
| EP3587770B1 (en) | Nozzle wall for an air-breathing engine of a vehicle and method therefor | |
| RU2059537C1 (en) | Hypersonic flying vehicle | |
| CN204532577U (en) | Supersonic airliner one has operatic tunes rocket thrust chamber |