RU2419035C2

RU2419035C2 - Three-zone engine (versions)

Info

Publication number: RU2419035C2
Application number: RU2008151251/06A
Authority: RU
Inventors: Николай Евгеньевич Староверов (RU); Николай Евгеньевич Староверов
Original assignee: Николай Евгеньевич Староверов
Priority date: 2008-12-23
Filing date: 2008-12-23
Publication date: 2011-05-20
Also published as: RU2008151251A

Abstract

FIELD: engines and pumps.

SUBSTANCE: three-zone jet engine includes combustion chamber and jet nozzle. There are three in-series located zones in combustion chamber: zone of complete fuel combustion, into which fuel and oxidiser, or air is supplied; zone of thermal decomposition of hydrogen-containing fuel, into which such fuel is supplied; and secondary combustion zone into which oxidiser or air is supplied. Three-zone jet engine can be air-jet and once-through, jet turbine or liquid-fuel type. Once-through or jet turbine engine also has recirculation device in the form of connection pipes located behind decomposition zone, through which some portion of hydrogen-gas mixture is supplied to ejectors or deflectors, which are located at the beginning of complete fuel combustion zone.

EFFECT: augmentation of engine thrust owing to using oxidiser only for combustion of hydrogen contained in fuel; unburnt portion of fuel is discharged through nozzle in the form of soot in case hydrocarbon fuel is used.

5 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к ракетным и к воздушным двухконтурным турбореактивным и прямоточным двигателям и предназначено для использования в авиации и космонавтике.The invention relates to rocket and to air double-circuit turbojet and ramjet engines and is intended for use in aviation and astronautics.

Известен реактивный двигатель, осуществляющий в полете термическое разложение водород-содержащего, например, углеводородного топлива (метана, этана, керосина, далее - «метана»), на водород и углерод. См. заявку России 2008105221/06-005668 (других источников нет). Преимущества такого двигателя понятны, при увеличении общего запаса топлива всего на 7%, возможно увеличение тяги двигателя на 50%. Однако, в его конструкцию входит реактор в виде двойных стенок или другой формы, к тому же нуждающийся в очистке.A jet engine is known that performs the thermal decomposition of hydrogen-containing, for example, hydrocarbon fuel (methane, ethane, kerosene, hereinafter “methane”) into hydrogen and carbon. See the application of Russia 2008105221 / 06-005668 (no other sources). The advantages of such an engine are understandable, with an increase in the total fuel supply of only 7%, an increase in engine thrust by 50% is possible. However, its design includes a reactor in the form of double walls or another shape, which also needs to be cleaned.

Изобретение 1. Сущность предлагаемого изобретения в том, что разложение метана происходит непосредственно в камере сгорания ракетного, турбореактивного или прямоточного двигателя. Хотя и с меньшей эффективностью. А именно: в ракетном двигателе часть метана сгорает непосредственно, выделяя тепло, необходимое для разложения другой его части. В турбореактивных и прямоточных двигателях этот недостаток может быть устранен (см. ниже), но останется общий для всех этих двигателей недостаток: часть образовавшегося углерода будет тоже сгорать, что энергетически невыгодно. Однако % сгорающего углерода будет невелик: находящийся в твердой фазе углерод будет значительно уступать в реакционноспособности газообразному водороду. Поэтому такой двигатель все равно будет значительно мощнее при прочих равных условиях, чем керосиновый. А турбореактивный и прямоточный варианты такого двигателя будут не уступать водородному.The invention 1. The essence of the invention is that the decomposition of methane occurs directly in the combustion chamber of a rocket, turbojet or ramjet engine. Although with less efficiency. Namely: in a rocket engine, part of methane burns directly, releasing the heat necessary for the decomposition of its other part. In turbojet and ramjet engines this disadvantage can be eliminated (see below), but a common disadvantage for all these engines will remain: part of the carbon produced will also burn, which is energetically disadvantageous. However, the% of carbon burned will be small: the carbon in the solid phase will be significantly inferior in reactivity to gaseous hydrogen. Therefore, such an engine will still be significantly more powerful, ceteris paribus, than kerosene. A turbojet and ramjet versions of such an engine will not be inferior to hydrogen.

Трехзонный двигатель имеет три последовательно расположенные зоны (см. фиг.1): зону полного сгорания топлива (любого, лучше - по моему изобретению «ракетное топливо»), в которую подается топливо и окислитель или воздух, зону термического разложения водород-содержащего топлива, в которую подается водород-содержащее топливо, и зону вторичного горения, в которую подается окислитель или воздух (фиг.2).The three-zone engine has three consecutive zones (see Fig. 1): a zone of complete combustion of fuel (any, better — in my invention, “rocket fuel”), into which fuel and an oxidizing agent or air are supplied, a zone of thermal decomposition of hydrogen-containing fuel, into which a hydrogen-containing fuel is supplied, and a secondary combustion zone into which an oxidizing agent or air is supplied (FIG. 2).

Изобретение 2. Воздушно-реактивный (турбореактивный или прямоточный) трехзонный двигатель может дополнительно иметь устройство рециркуляции в виде патрубков, расположенных за зоной разложения, через которые часть водородно-газовой смеси подается в эжекторы или дефлекторы, расположенные в начале зоны полного горения топлива.Invention 2. An air-jet (turbojet or ramjet) three-zone engine may additionally have a recirculation device in the form of nozzles located behind the decomposition zone, through which part of the hydrogen-gas mixture is fed into ejectors or deflectors located at the beginning of the complete fuel combustion zone.

Рециркуляция происходит за счет скоростного давления на входе в патрубки и эжекционного действия движущегося воздуха после компрессора или входного устройства. Ракетный двигатель лишен такой возможности, так как в нем скоростной напор не сможет преодолеть разницы давлений по ходу камеры сгорания.Recirculation occurs due to the velocity pressure at the inlet to the nozzles and the ejection action of the moving air after the compressor or inlet device. The rocket engine is deprived of such an opportunity, since in it the high-pressure head will not be able to overcome the pressure differences along the combustion chamber.

В турбореактивном двигателе возможна принудительная рециркуляция с помощью компрессора, приводимого от основной или вспомогательной турбины. При работе от основной турбины компрессор может быть расположен на ее валу коаксиально кольцевой камере сгорания. При работе от вспомогательной турбины водородно-газовая смесь после нее должна подаваться во второй контур для сгорания.In a turbojet engine, forced recirculation is possible using a compressor driven from a primary or secondary turbine. When operating from the main turbine, the compressor can be located on its shaft coaxially with the annular combustion chamber. When operating from an auxiliary turbine, the hydrogen-gas mixture after it must be supplied to the second circuit for combustion.

Изобретение 3. Прямоточный воздушно-реактивный трехзонный двигатель должен иметь два контура: в одном расположена зона полного горения топлива, и зона термического разложения топлива, а также имеется зона вторичного горения, где потоки двух контуров смешиваются.Invention 3. A ramjet three-zone engine should have two circuits: in one there is a zone of complete combustion of fuel, and a zone of thermal decomposition of fuel, and there is also a zone of secondary combustion, where the flows of the two circuits are mixed.

Два контура могут иметь разные входные профилированные устройства или одно общее. При разделенных входных устройствах компоновка получается более оптимальной.Two circuits can have different input profiled devices or one common one. With split input devices, the layout is more optimal.

На фиг.1 изображен ракетный трехзонный двигатель, состоящий из камеры сгорания 1, и реактивного сопла 2, в который сначала в зону полного горения (зона ПГ) подается окислитель и топливо (лучше всего - ацетилен) в стехиометрической пропорции. Стехиометрическая пропорция очень важна для того, чтобы не произошло неоптимального неполного горения с образованием СО (исключение - когда топливом является H₂) и чтобы в случае избытка кислорода этого неполного горения не происходило во второй зоне. Вторая зона - зона Р - начинается после полного сгорания топлива в первой, и в нее подается водородсодержащее топливо, лучше всего метан. Количество подаваемого метана должно быть таким, чтобы температура в зоне Р не опускалась ниже температуры, при которой возможно достаточно интенсивное разложение метана. Под действием высокой температуры метан разлагается на С и Н₂, после чего эта смесь водорода и сажи подается в третью зону - зону вторичного горения (зона 2Г), в которую подается окислитель. В этой зоне происходит полное сгорание водорода и частичное сгорание С, после чего нагретая до высокой температуры смесь газов и сажи подается в реактивное сопло 2.Figure 1 shows a three-zone rocket engine, consisting of a combustion chamber 1, and a jet nozzle 2, into which an oxidizing agent and fuel (preferably acetylene) are fed into the complete combustion zone (GHG zone) in a stoichiometric proportion. The stoichiometric proportion is very important so that non-optimal incomplete combustion does not occur with the formation of CO (the exception is when the fuel is H ₂ ) and that in the case of an excess of oxygen this incomplete combustion does not occur in the second zone. The second zone - zone P - begins after the complete combustion of the fuel in the first, and hydrogen-containing fuel, preferably methane, is fed into it. The amount of methane supplied must be such that the temperature in zone P does not fall below the temperature at which sufficiently intense decomposition of methane is possible. Under the influence of high temperature, methane decomposes into C and H ₂ , after which this mixture of hydrogen and soot is fed into the third zone — the secondary combustion zone (zone 2G), into which the oxidizing agent is fed. In this zone, complete combustion of hydrogen and partial combustion of C occurs, after which a mixture of gases and soot heated to a high temperature is fed into the jet nozzle 2.

На фиг.2 изображен трехзонный двухконусный ТРД с противоположно вращающимися роторами, где 3 - компрессор, 1 - камера сгорания, 4 - турбина, 5 - второй контур. Этот двигатель может работать как обычный ТРА, а может работать как трехзонный, причем по трем вариантам.Figure 2 shows a three-zone two-cone turbofan engine with oppositely rotating rotors, where 3 is a compressor, 1 is a combustion chamber, 4 is a turbine, 5 is a second circuit. This engine can operate as a conventional TPA, and can operate as a three-zone, with three options.

1 вариант работы: аналогично ракетному, с двумя поправками - окислителем является воздух, а количество подаваемого в зону разложения метана должно быть таким, чтобы охладить смесь газов после зоны ПГ до температуры, которую может выдержать турбина (например, 1400°). В зависимости от этого количества метана и, следовательно, водорода, выбирается степень двухконтурности двигателя. Впрочем, степень двухконтурности может не соответствовать количеству воздуха, необходимого для стехиометрического горения водорода, она может быть как больше, так и меньше (излишний расход топлива на кратковременном форсажном режиме не так уж важен). В последнем случае для уменьшения температуры можно впрыскивать в камеру сгорания воду как в изобретении автора «турбодвигатель». Причем воду можно кратковременно впрыскивать в переходных режимах включения и выключения форсажа, чтобы при подаче топлива в стехиометрической пропорции не произошло перегрева турбины. Зона 2Г начинается в этом двигателе после турбины. В ней смешиваются, например, с помощью радиальных щелевых дефлекторов, потоки I и II контуров (этот процесс на фиг.2 схематично показан двойными скрещивающимися стрелками).Option 1: similar to rocket, with two corrections - the oxidizing agent is air, and the amount of methane supplied to the decomposition zone should be such as to cool the gas mixture after the GHG zone to a temperature that the turbine can withstand (for example, 1400 °). Depending on this amount of methane and, therefore, hydrogen, the bypass ratio of the engine is selected. However, the bypass ratio may not correspond to the amount of air required for stoichiometric hydrogen combustion, it can be either more or less (excessive fuel consumption in the short-term afterburner mode is not so important). In the latter case, to reduce the temperature, water can be injected into the combustion chamber as in the author’s invention “turbo engine”. Moreover, water can be injected for a short time in transient modes of turning on and off the afterburner so that the turbine does not overheat when the fuel is supplied in stoichiometric proportion. The 2G zone begins in this engine after the turbine. It mixes, for example, using radial slotted deflectors, flows of I and II circuits (this process in Fig.2 is schematically shown by double crossed arrows).

2 вариант работы: часть водорода после зоны разложения рециркулируется, например, через коаксиальную камере сгорания полость, в начало зоны ПГ и постепенно заменяет подаваемое вначале туда топливо. Таким образом, подача первоначального топлива прекращается, а количество подаваемого в зону Р метана, наоборот, увеличивается. Рециркуляция происходит под действием скоростного напора в патрубках на входе в рециркуляцию и в эжекторах на выходе из нее (показаны схематично, см. надпись «рециркуляция»).Option 2: a part of the hydrogen after the decomposition zone is recycled, for example, through the cavity through the coaxial combustion chamber, to the beginning of the GHG zone and gradually replaces the fuel supplied first. Thus, the supply of the initial fuel is stopped, and the amount of methane supplied to the zone P, on the contrary, increases. Recirculation occurs under the influence of high-speed pressure in the nozzles at the inlet to the recirculation and in the ejectors at the outlet of it (shown schematically, see the inscription "recirculation").

3 вариант работы: он отличается от второго тем, что рециркуляция интенсифицируется одноступенчатым компрессором, расположенным в коаксиальной плоскости, и приводимым от внешнего вала многовальной турбины 3. В этом случае патрубки и эжекторы могут быть легче или их может не быть совсем.Option 3: it differs from the second in that the recirculation is intensified by a single-stage compressor located in the coaxial plane and driven from the external shaft of the multi-shaft turbine 3. In this case, the nozzles and ejectors may be lighter or they may not be at all.

На фиг.3 изображен двухконтурный прямоточный двигатель, где 6 - первый контур, 5 - второй контур, 1 - камера сгорания первого контура, в которой находятся зона ПГ и зона Р, 7 - канал рециркуляции в двойных стенках камеры сгорания, 8 - радиальные щелевые дефлекторы, в которых смешиваются потоки I и II контуров и за которыми находится зона 2Г.Figure 3 shows a double-flow in-line engine, where 6 is the first circuit, 5 is the second circuit, 1 is the combustion chamber of the first circuit, in which there are the GHG zone and zone P, 7 is the recirculation channel in the double walls of the combustion chamber, 8 are radial slotted deflectors, in which flows of I and II circuits are mixed and beyond which there is a 2G zone.

Работает двигатель так: во входном устройстве I контура 6 давление повышается, и воздух поступает в камеру сгорания 1, где сгорает топливо, являющееся постоянным или стартовым. Сюда же подается водород после рециркуляции 7. После завершения процесса полного сгорания топлива в камеру сгорания подается метан. После завершения разложения (хотя бы на 90%) водородно-газовая смесь через дефлекторы 8 смешивается с воздухом второго контура, и горячие газы подаются в сопло 2, создавая тягу.The engine works as follows: in the input device I of circuit 6, the pressure rises, and air enters the combustion chamber 1, where the fuel is burned, which is constant or starting. Hydrogen is also fed here after recirculation 7. After completion of the process of complete combustion of the fuel, methane is fed into the combustion chamber. After decomposition is completed (at least 90%), the hydrogen-gas mixture is mixed with air of the second circuit through the deflectors 8, and hot gases are supplied to the nozzle 2, creating a thrust.

Следует отметить, что в двигателях на фиг.2, 3 очень важной и технически затруднительной задачей является точное дозирование подаваемого в зону ПГ топлива, в зависимости от высоты, температуры, скорости и режима работы двигателя. Желательно применение £-датчика (анализатора сгоревших газов). В этом смысле рециркуляция водорода решает эту проблему - избыток водорода разрежается, т.е. зона ПГ может быть в этом случае таковой лишь условно - избыток водорода допустим.It should be noted that in the engines of FIGS. 2, 3, a very important and technically difficult task is to accurately meter the fuel supplied to the GHG zone, depending on the altitude, temperature, speed and mode of operation of the engine. The use of a £ sensor (burned gas analyzer) is desirable. In this sense, hydrogen recycling solves this problem - the excess hydrogen is rarefied, i.e. the GHG zone can be in this case only conditionally - an excess of hydrogen is permissible.

Claims

1. A three-zone engine containing a combustion chamber and a jet nozzle, characterized in that it has three consecutive zones: a zone of complete combustion of fuel, into which fuel and an oxidizing agent or air are supplied, a zone of thermal decomposition of hydrogen-containing fuel into which such fuel is supplied, and a zone secondary combustion, into which oxidant or air is supplied.

2. An air-reactive ramjet or turbojet three-zone engine containing a combustion chamber and a jet nozzle, characterized in that it has three consecutive zones: a zone of complete combustion of fuel, into which fuel and an oxidizing agent or air are supplied, a zone of thermal decomposition of hydrogen-containing fuel, into which such fuel is supplied, and a secondary combustion zone into which an oxidizing agent or air is supplied, the engine having a recirculation device in the form of nozzles located behind the decomposition zone, through which part of the hydrogen-gas mixture is fed into ejectors or baffles located at the beginning of the zone of complete combustion of fuel.

3. The engine according to claim 2, characterized in that it further has a compressor in the recirculation path.

4. In-line three-zone engine containing input devices, combustion chambers and a jet nozzle, characterized in that it has two circuits, in one of which there is a zone of complete combustion of fuel and a zone of thermal decomposition of hydrogen-containing fuel, and also has a zone of secondary combustion, where the flows of both circuits are mixed.

5. The engine according to claim 4, characterized in that the flows of both circuits are mixed using radial slotted deflectors.