RU2573438C1 - Method of aircraft engine augmentation - Google Patents
Method of aircraft engine augmentation Download PDFInfo
- Publication number
- RU2573438C1 RU2573438C1 RU2014132578/06A RU2014132578A RU2573438C1 RU 2573438 C1 RU2573438 C1 RU 2573438C1 RU 2014132578/06 A RU2014132578/06 A RU 2014132578/06A RU 2014132578 A RU2014132578 A RU 2014132578A RU 2573438 C1 RU2573438 C1 RU 2573438C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- afterburner
- fuel
- aluminum
- combustion
- nanoparticles
- Prior art date
Links
Landscapes
- Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к авиационному двигателестроению и может быть использовано при проектировании газотурбинных двигателей (ГТД).The invention relates to aircraft engine building and can be used in the design of gas turbine engines (GTE).
В авиационной отрасли важным направлением является форсирование газотурбинных двигателей с целью увеличения их удельной тяги.In the aviation industry, an important area is the boosting of gas turbine engines in order to increase their specific thrust.
Известен способ форсирования ГТД впрыскиванием жидкости в газовоздушный тракт двигателя (Теория и расчет ВРД. Под ред. С.М. Шляхтенко, Москва, Машиностроение, 1987, стр. 374). Известен также способ форсирования ГТД наддувом турбины воздухом второго контура (патент РФ №2193099). Известен способ форсирования ГТД увеличением частоты вращения ротора (Ю.Н. Нечаев, Р.М. Федоров. Теория авиационных ГТД. Часть II, Москва, Машиностроение, 1978 г., с. 175, рис. 15.9) и др.A known method of forcing a gas turbine engine by injecting liquid into the gas-air path of the engine (Theory and calculation of the WFD. Edited by S.M. Shlyakhtenko, Moscow, Engineering, 1987, p. 374). There is also a known method of forcing a gas turbine engine by pressurizing a turbine with secondary air (RF patent No. 2193099). A known method of forcing a gas turbine engine by increasing the rotor speed (Yu.N. Nechaev, R.M. Fedorov. Aircraft gas turbine engine theory. Part II, Moscow, Engineering, 1978, p. 175, Fig. 15.9), etc.
В области создания двигателей для военной авиации, для которых характерно выполнение скоростных маневров, форсирование осуществляется за счет кратковременной подачи дополнительного топлива в форсажную камеру ГТД (см., например, Теория и расчет ВРД. Под ред. С.М. Шляхтенко, Москва, Машиностроение, 1987, стр. 37).In the field of creating engines for military aircraft, which are characterized by the performance of high-speed maneuvers, boosting is carried out due to the short-term supply of additional fuel to the afterburner of the gas turbine engine (see, for example, Theory and Calculation of the WFD. Ed. , 1987, p. 37).
Известен способ форсирования, при котором в форсажную камеру подают дополнительное топливо и обеспечивают дополнительное изменение направления вектора тяги (патент США №6125627).There is a known method of forcing, in which additional fuel is supplied to the afterburner and an additional change in the direction of the thrust vector is provided (US patent No. 6125627).
В качестве топлива, подаваемого в форсажную камеру, может использоваться как жидкое, так и твердое топливо.Both fuel oil and solid fuel can be used as fuel supplied to the afterburner.
Известен способ форсирования (патент РФ №2382894), где применяется дополнительный источник топлива в форсажном режиме помимо основного. В патенте предлагается абляционное внутреннее сопло для защиты оболочки внешнего сопла, которое, испаряясь, создает дополнительный горючий газ для управляемого горения при работе форсажной камеры. Причем испарение абляционного материала происходит только на форсажном режиме при повышении температуры газового потока в силу сгорания добавочного топлива в оставшемся кислороде первичных продуктов сгорания. Согласно патенту допустимо многократное использование форсажного режима за один полет при условии малоинтенсивности и кратковременности каждого включения форсажной камеры. Оговаривается возможность восстановления абляционного покрытия при каждом следующем полете.There is a known method of forcing (RF patent No. 2382894), where an additional source of fuel in afterburner mode is used in addition to the main one. The patent proposes an ablative internal nozzle to protect the shell of the external nozzle, which, when evaporated, creates additional combustible gas for controlled combustion during operation of the afterburner. Moreover, the evaporation of the ablation material occurs only in the afterburner mode when the temperature of the gas stream increases due to the combustion of additional fuel in the remaining oxygen of the primary combustion products. According to the patent, multiple use of the afterburner during one flight is permissible, provided that the turn-on of the afterburner is switched on at low intensity and short duration. The possibility of restoring the ablation cover for each next flight is discussed.
Данное техническое решение выбрано в качестве наиболее близкого аналога.This technical solution is selected as the closest analogue.
Недостатком известного способа является то, что сечение выхлопного сопла в дозвуковом режиме после многократного включения форсажного режима в течение одного полета изменяется. Кроме того, в авиационном двигателестроении в настоящее время существует тенденция к переходу от бедных керосино-воздушных смесей к стехиометрическим, когда после сгорания керосина в основной камере сгорания первичные продукты сгорания уже не содержат окислителя, необходимого для сгорания топлива в форсажной камере. Уменьшение количества «свободного» кислорода в форсажной камере ограничивает возможности форсирования двигателя.The disadvantage of this method is that the cross section of the exhaust nozzle in a subsonic mode after repeatedly switching on the afterburner mode during one flight changes. In addition, in the aircraft engine industry, there is currently a tendency to switch from poor kerosene-air mixtures to stoichiometric ones, when, after kerosene is burned in the main combustion chamber, the primary combustion products no longer contain the oxidizing agent necessary to burn the fuel in the afterburner. Reducing the amount of "free" oxygen in the afterburner limits the possibility of boosting the engine.
Задачей изобретения является форсирование двигателя в случае использования в основной камере сгорания стехиометрических топливовоздушных смесей.The objective of the invention is to force the engine in the case of using stoichiometric air-fuel mixtures in the main combustion chamber.
Технический результат заключается в увеличении тяги двигателя, необходимой для выполнения скоростных маневров.The technical result consists in increasing the engine thrust required to perform high-speed maneuvers.
Заявленный технический результат достигается реализацией способа работы газотурбинного двигателя с форсажной камерой, при котором формируют топливовоздушную смесь, обеспечивают ее горение в основной камере сгорания газотурбинного двигателя, расширяют продукты сгорания в турбине и подают их в форсажную камеру, где смешивают продукты сгорания с топливом, подаваемым в форсажную камеру.The claimed technical result is achieved by the implementation of the method of operation of a gas turbine engine with an afterburner, in which a fuel-air mixture is formed, it is burned in the main combustion chamber of a gas turbine engine, the combustion products are expanded in the turbine and fed to the afterburner, where the products of combustion are mixed with the fuel supplied to afterburner.
Новым в предлагаемом способе является то, что в качестве форсажного топлива используют наночастицы алюминия, а в качестве окислителя - пары воды и углекислый газ, содержащиеся в продуктах сгорания.New in the proposed method is that aluminum nanoparticles are used as afterburning fuel, and water vapor and carbon dioxide contained in the combustion products are used as an oxidizing agent.
Возможность достижения заявленного технического результата обусловлена тем, что замена форсажного топлива на наночастицы алюминия позволит окислять алюминий в форсажной камере продуктами сгорания керосина в основной камере, а не оставшимся в продуктах сгорания «свободным» кислородом. Следовательно, появляется возможность использовать в основной камере сгорания стехиометрическую топливовоздушную смесь. Кроме того, изменение химического состава форсажного топлива уменьшит продольные габариты форсажной камеры и расход топлива при сохранении тех же тяговых и энергетических характеристик на форсажном режиме, или, не меняя параметров уже существующей форсажной камеры, позволит добиться более существенного прироста удельной тяги.The possibility of achieving the claimed technical result is due to the fact that replacing the afterburner fuel with aluminum nanoparticles will allow the oxidation of aluminum in the afterburner with kerosene combustion products in the main chamber, and not with “free” oxygen remaining in the combustion products. Therefore, it becomes possible to use a stoichiometric air-fuel mixture in the main combustion chamber. In addition, changing the chemical composition of the afterburner fuel will reduce the longitudinal dimensions of the afterburner and fuel consumption while maintaining the same traction and energy characteristics in the afterburner mode, or, without changing the parameters of the existing afterburner, will allow for a more significant increase in specific thrust.
При реализации изобретения целесообразно осуществлять подачу наночастиц алюминия в форсажную камеру путем инжектирования в струе аргона при мольном соотношении наночастиц алюминия и аргона не более 1:5. Причем желательно использовать наночастицы алюминия с радиусом не более 25 нанометров.When implementing the invention, it is advisable to feed aluminum nanoparticles into the afterburner by injecting argon in a stream with a molar ratio of aluminum nanoparticles of not more than 1: 5. Moreover, it is desirable to use aluminum nanoparticles with a radius of not more than 25 nanometers.
Целесообразно также обеспечивать защиту наночастиц алюминия от окисления путем нанесения антиоксидантного покрытия, при этом антиоксидантное покрытие желательно использовать в качестве дополнительного топлива. В этом случае антиоксидантное покрытие выполняют из карбида алюминия, толщина которого составляет 2-5 нанометров.It is also advisable to protect aluminum nanoparticles from oxidation by applying an antioxidant coating, while the antioxidant coating is preferably used as additional fuel. In this case, the antioxidant coating is made of aluminum carbide, the thickness of which is 2-5 nanometers.
Изобретение поясняется подробным описанием со ссылкой на чертеж, где показана схема двухконтурного газотурбинного двигателя с форсажной камерой. На чертеже использованы следующие обозначения:The invention is illustrated by a detailed description with reference to the drawing, which shows a diagram of a dual-circuit gas turbine engine with afterburner. The following notation is used in the drawing:
1 - внешний контур двигателя;1 - external circuit of the engine;
2 - поток воздуха;2 - air flow;
3 - внутренний контур двигателя;3 - internal circuit of the engine;
4 - компрессор;4 - compressor;
5 - основная камера сгорания;5 - the main combustion chamber;
6 - турбина;6 - turbine;
7 - форсажная камера сгорания;7 - afterburner combustion chamber;
8 - канал подачи наночастиц алюминия;8 - feed channel of aluminum nanoparticles;
9 - вторичные продукты горения;9 - secondary combustion products;
10 - сопло;10 - nozzle;
11 - канал подачи основного топлива (авиационного керосина);11 - main fuel supply channel (aviation kerosene);
12 - редуктор;12 - gear;
13 - газовый баллон со сжатым аргоном;13 - gas cylinder with compressed argon;
14 - датчик давления.14 - pressure sensor.
Согласно изобретению предложен способ форсирования авиационных газотурбинных двигателей с кратковременным форсажным режимом работы, при котором в форсажную камеру впрыскиваются неоксидированные наночастицы алюминия определенного размера. Способ работы газотурбинного двигателя с форсажной камерой заключается в том, что формируют топливовоздушную смесь, обеспечивают ее горение в основной камере сгорания газотурбинного двигателя, расширяют продукты сгорания в турбине и подают их в форсажную камеру. В форсажной камере продукты сгорания смешивают с форсажным топливом, в качестве которого используют наночастицы алюминия. При этом в качестве окислителя используют пары воды и углекислый газ, содержащиеся в продуктах сгорания, поступающих из основной камеры сгорания.According to the invention, a method for forcing aircraft gas turbine engines with short-term afterburner operation is provided, in which non-oxidized aluminum nanoparticles of a certain size are injected into the afterburner. The method of operation of a gas turbine engine with an afterburner consists in forming a fuel-air mixture, burning it in the main combustion chamber of a gas turbine engine, expanding the combustion products in the turbine and supplying them to the afterburner. In the afterburner, the combustion products are mixed with afterburner fuel, which is used as aluminum nanoparticles. In this case, water vapor and carbon dioxide contained in the combustion products coming from the main combustion chamber are used as an oxidizing agent.
Заявленный способ реализуется следующим образом.The claimed method is implemented as follows.
Воздух 2 на крейсерском режиме полета поступает в воздухозаборник двигателя. Часть воздуха поступает во внешний контур 1 двигателя, другая его часть - во внутренний контур 3. Во внутреннем контуре 3 воздух сжимается в компрессоре 4 и подается в основную камеру сгорания 5. В камеру сгорания 5 по каналу 11 обеспечивается подача основного топлива -жидкого керосина. Процесс смесеобразования и горения в камере сгорания 5 организован по обычной схеме организации горения в ГТД. Далее продукты сгорания направляются в турбину 6, где, расширяясь, производят полезную работу.Air 2 in cruise flight mode enters the engine air intake. Part of the air enters the external circuit 1 of the engine, the other part - to the internal circuit 3. In the internal circuit 3, the air is compressed in the compressor 4 and fed into the main combustion chamber 5. The main fuel-liquid kerosene is supplied to the combustion chamber 5 through channel 11. The process of mixture formation and combustion in the combustion chamber 5 is organized according to the usual organization of combustion in a gas turbine engine. Further, the combustion products are sent to the turbine 6, where, expanding, produce useful work.
Камера сгорания 5, фактически, является также химическим реактором постоянного давления для наработки углекислого газа и паров воды (первичных продуктов горения), использующихся в форсажной камере 7 в качестве окислителя для неоксидированных наночастиц алюминия.The combustion chamber 5, in fact, is also a constant pressure chemical reactor for producing carbon dioxide and water vapor (primary combustion products), which are used in the afterburner 7 as an oxidizing agent for non-oxidized aluminum nanoparticles.
В форсажную камеру сгорания 7 через форсунки подаются неоксидированные наночастицы алюминия. Подача наночастиц алюминия осуществляется в потоке инертного газа по каналу 8 из баллонов 13 через регулируемый редуктор 12.In the afterburner of the combustion chamber 7 through the nozzles are fed non-oxidized nanoparticles of aluminum. The supply of aluminum nanoparticles is carried out in an inert gas stream through a channel 8 from cylinders 13 through an adjustable reducer 12.
Баллон 13 предназначен для хранения наночастиц алюминия. Неоксидированные наночастицы алюминия хранятся в среде инертного газа, например аргона. Давление газа в баллоне составляет 0,5-1 МПа (5-10 атм). Давление 5-10 атм значительно превышает давление в форсажной камере 7, что необходимо для обеспечения подачи наночастиц в камеру. Баллон имеет незначительный объем и рассчитан на кратковременный форсажный режим.Cylinder 13 is designed to store aluminum nanoparticles. Non-oxidized aluminum nanoparticles are stored in an inert gas such as argon. The gas pressure in the cylinder is 0.5-1 MPa (5-10 atm). The pressure of 5-10 atm significantly exceeds the pressure in the afterburner 7, which is necessary to ensure the supply of nanoparticles into the chamber. The cylinder has a small volume and is designed for short-term afterburner mode.
Слипанию (седиментации) наночастиц в газовом баллоне 13 препятствуют тепловые флуктуации, естественная температурно-гравитационная конвекция, неизбежные вибрации баллона 13 при работе двигателя. При необходимости могут быть применены специальные средства, препятствующие седиментации наночастиц: ультразвуковое воздействие, например, с использованием пъезоэлементов, для разбивания рыхлых агрегаций наночастиц, подача электрического заряда на металлические стенки баллона 13 для зарядки наночастиц и их взаимного отталкивания. Выбор инертной газовой среды в баллоне 13 (аргон) объясняется требованием взрывобезопасной эксплуатации летательного аппарата.The sticking (sedimentation) of the nanoparticles in the gas cylinder 13 is prevented by thermal fluctuations, natural temperature-gravity convection, inevitable vibration of the cylinder 13 during engine operation. If necessary, special means can be used that interfere with the sedimentation of nanoparticles: ultrasound, for example, using piezoelectric elements, to break loose aggregations of nanoparticles, supply an electric charge to the metal walls of the cylinder 13 to charge the nanoparticles and repel them. The choice of an inert gas medium in cylinder 13 (argon) is explained by the requirement for explosion-proof operation of the aircraft.
Для поддержания стехиометрического соотношения между расходом первичных продуктов горения и расходом наночастиц в потоке аргона при различных внешних условиях от измерительных датчиков 14 давления подается управляющий электрический сигнал (показано пунктиром) на дистанционно управляемый редуктор 12.To maintain a stoichiometric relationship between the flow rate of the primary combustion products and the flow rate of the nanoparticles in the argon flow under various environmental conditions, a control electric signal (shown by a dotted line) is supplied to the remotely controlled gearbox 12 from pressure measuring sensors 14.
Таким образом, двигатель на обычном крейсерском режиме полета использует в качестве топлива керосин, а в режиме форсажа, кроме керосина в основной камере сгорания, в форсажной камере в качестве окислителя используются продукты сгорания керосина в воздухе (пары воды Н2O и углекислый газ СO2), а в качестве топлива неоксидированные частицы алюминия нанометрового размера.Thus, the engine in normal cruise flight mode uses as fuel kerosene, and in the afterburner mode, except kerosene in the main combustion chamber into the afterburner chamber as an oxidant used kerosene combustion in the air (water vapor H 2 O and carbon dioxide CO 2 ), and as fuel non-oxidized particles of nanometer-sized aluminum.
Пары воды и углекислый газ, вступая в реакцию окисления с наночастицами алюминия в форсажной камере 7, генерируют вторичные продукты горения 9: молекулярный водород, угарный газ и оксид алюминия. Температура в зоне горения достигает 3000 К. Продукты горения 9, истекая из сопла 10, создают дополнительную тягу при расширении, а температура продуктов сгорания падает до 1000 К.Water vapor and carbon dioxide, entering into the oxidation reaction with aluminum nanoparticles in the afterburner 7, generate secondary combustion products 9: molecular hydrogen, carbon monoxide and aluminum oxide. The temperature in the combustion zone reaches 3000 K. The combustion products 9, flowing out of the nozzle 10, create additional thrust during expansion, and the temperature of the combustion products drops to 1000 K.
Реакция окисления стехиометрической смеси алюминия с водой 2Аl+3Н2O⇒Аl2О3+3Н2 идет с выделением значительного количества тепла Q=481 кДж/моль, и при этом образуется большое количество водорода. Реакция окисления стехиометрической смеси алюминия с углекислым газом 2Аl+3СO2⇒Аl2O3+3СО идет с выделением чуть меньшего (по сравнению с предыдущей реакцией) количества тепла Q=357 кДж/моль, и при этом образуется большое количество угарного газа. Выделяемое в результате сгорания наночастиц алюминия в смеси Н2O и СО2 тепло можно конвертировать в дополнительную тягу.Reaction of a stoichiometric mixture of aluminum oxidation with water 2AL + 3H 2 O⇒Al 2 O 3 + 3H 2 goes with a significant amount of heat Q = 481 kJ / mol, and thus a large amount of hydrogen. The oxidation reaction of a stoichiometric mixture of aluminum with carbon dioxide 2Al + 3CO 2 ⇒Al 2 O 3 + 3CO produces a slightly lower (compared with the previous reaction) heat quantity Q = 357 kJ / mol, and a large amount of carbon monoxide is formed. The heat released as a result of the combustion of aluminum nanoparticles in a mixture of H 2 O and CO 2 can be converted into additional draft.
В результате контакта неоксидированного алюминия с парами воды и углекислым газом частицы покрываются оксидной пленкой, образующейся очень быстро и препятствующей дальнейшему окислению (температура кипения оксидной пленки 2380 К). Расчеты показали, что при определенных размерах неоксидированных частиц алюминия (радиус менее 25 нм) реакция окисления поверхности частиц происходит с таким большим тепловыделением, что частица не будет успевать отдавать тепло во внешнее пространство и алюминий внутри частицы будет вскипать и, расширяясь, разрушать оксидный слой. При этом алюминий будет атомизироваться и вступать в реакции с Н2O и СО2 в газовой или жидкой фазе. В этом случае, в отличие от горения частиц микрометрового размера, алюминий практически полностью сгорает в парах воды и углекислом газе. При этом в продуктах сгорания жидкие частицы Аl2O3 образуются через механизм гомогенной нуклеации и, как показали расчеты, за время пребывания смеси в форсажной камере 7 их размер не успевает значительно возрасти. Основная масса жидких частиц Аl2O3 будет иметь размер 40-50 нм. Такие частицы обладают малыми временами тепловой и динамической релаксации (~10-7-10-6 с) и не приводят к заметным потерям в удельном импульсе, обусловленным различными скоростями и температурами газофазного и жидкофазного континуумов (потери на двухфазность). В то же время при горении частиц алюминия микрометрового размера реализуется не кинетический, а диффузионный (существенно более медленный) режим горения и частицы в этом случае выгорают не полностью (остаются мельчайшие частички алюминия размером 5-15 нм). В этом случае образование жидкой фазы Аl2О3 в продуктах сгорания происходит за счет гетерогенной конденсации и образующиеся частицы достигают микронных размеров (1-20 мкм). Такие частицы обладают очень большими временами тепловой и динамической релаксации, что приводит к большим потерям на двухфазность (невозможно всю выделившуюся в процессе горения энергию преобразовать в удельный импульс).As a result of the contact of non-oxidized aluminum with water vapor and carbon dioxide, the particles are coated with an oxide film that forms very quickly and prevents further oxidation (the boiling point of the oxide film is 2380 K). Calculations showed that for certain sizes of non-oxidized aluminum particles (radius less than 25 nm), the oxidation reaction of the surface of the particles occurs with such a high heat that the particle will not have time to transfer heat to the outer space and the aluminum inside the particle will boil and expand, breaking the oxide layer. In this case, aluminum will atomize and react with H 2 O and CO 2 in the gas or liquid phase. In this case, in contrast to the combustion of micrometer-sized particles, aluminum burns almost completely in water vapor and carbon dioxide. Moreover, in the combustion products, liquid Al 2 O 3 particles are formed through the mechanism of homogeneous nucleation and, as calculations have shown, during the stay of the mixture in the afterburner 7, their size does not have time to significantly increase. The bulk of the liquid particles Al 2 O 3 will have a size of 40-50 nm. Such particles have short thermal and dynamic relaxation times (~ 10 -7 -10 -6 s) and do not lead to noticeable losses in the specific impulse due to different velocities and temperatures of the gas-phase and liquid-phase continua (two-phase loss). At the same time, when burning micron-sized aluminum particles, it is not the kinetic but the diffusion (substantially slower) combustion mode that is realized and the particles in this case do not burn out completely (the smallest aluminum particles 5-15 nm in size remain). In this case, the formation of the liquid phase Al 2 O 3 in the combustion products occurs due to heterogeneous condensation and the resulting particles reach micron sizes (1-20 microns). Such particles have very large times of thermal and dynamic relaxation, which leads to large losses in two-phase state (it is impossible to convert all the energy released during combustion into a specific impulse).
Защитить наночастицы алюминия от окисления инертной аргоновой средой удается только частично, хотя бы потому, что для полной защиты требуется тщательно очищать аргон от примесей кислорода, из-за чего сильно дорожает хранение в нем наночастиц. Поэтому, несмотря на хранение наночастиц в аргоне, целесообразно нанесение покрытия (антиоксидантный протектор), препятствующего оксидированию частиц алюминия. Выполнение покрытия из карбида алюминия обеспечивает дополнительный эффект: сгорание с выделением значительного количества тепла в условиях форсажной камеры сгорания 7. Покрытие из карбида алюминия может быть нанесено на частицы алюминия методом плазменного напыления.It is possible to protect aluminum nanoparticles from oxidation with an inert argon medium only partially, if only because for complete protection it is necessary to thoroughly clean argon from oxygen impurities, which makes the storage of nanoparticles much more expensive. Therefore, despite the storage of nanoparticles in argon, it is advisable to apply a coating (antioxidant tread) that prevents the oxidation of aluminum particles. The implementation of the coating of aluminum carbide provides an additional effect: combustion with the release of a significant amount of heat in the afterburner of the combustion chamber 7. The coating of aluminum carbide can be applied to aluminum particles by plasma spraying.
Поэтому целесообразно хранить на борту летательного аппарата и подавать по топливным магистралям неоксидированные наночастицы алюминия с радиусом менее 25 нм с покрытием из AlC3 толщиной 2-5 нм. Хранить наночастицы алюминия предлагается в баллоне 13 со сжатым аргоном под давлением 5-10 атм при мольном соотношении нано Аl:Аr=1:5. Выбранное соотношение (нано Аl:Аr=1:5) обеспечивает незначительный массовый расход аргона по сравнению с расходом наночастиц алюминия. Такое количество аргона не влияет на процессы горения.Therefore, it is advisable to store on board the aircraft and supply non-oxidized aluminum nanoparticles with a radius of less than 25 nm with an AlC 3 coating 2-5 nm thick along the fuel lines. It is proposed to store aluminum nanoparticles in a cylinder 13 with compressed argon under a pressure of 5-10 atm with a molar ratio of nano Al: Ar = 1: 5. The selected ratio (nano Al: Ar = 1: 5) provides an insignificant mass consumption of argon in comparison with the consumption of aluminum nanoparticles. This amount of argon does not affect combustion.
Определим работоспособность вторичных продуктов горения при Р=1 атм. Вторичные продукты - это смесь Н2/СО/Аl2О3(ж)/N2=1/8/9/63, полученная при условии стехиометрического горения алюминия в первичных продуктах сгорания керосина в воздухе. Работоспособность продуктов сгорания определяется выражением R·ΔТе/µ, в котором R - газовая постоянная, ΔТе=2700 К-250 К=2450 К - температура адиабатического горения за вычетом температуры вторичных продуктов сгорания на выходе из сопла 10, µ=31 г/моль - молекулярная масса вторичных продуктов сгорания.We determine the efficiency of the secondary combustion products at P = 1 atm. Secondary products are a mixture of H 2 / CO / Al 2 O 3 (g) / N 2 = 1/8/9/63, obtained under the condition of stoichiometric combustion of aluminum in primary products of kerosene combustion in air. The efficiency of the combustion products is determined by the expression R · ΔТе / μ, in which R is the gas constant, ΔТе = 2700 K-250 K = 2450 K is the adiabatic combustion temperature minus the temperature of the secondary combustion products at the exit of the nozzle 10, μ = 31 g / mol - molecular weight of the secondary combustion products.
Работоспособность составила 660 кДж/кг, что примерно соответствует работоспособности продуктов сгорания керосина в воздухе при стехиометрии или соответствует 80% работоспособности продуктов сгорания чистого алюминия в воздухе при стехиометрии.The working capacity was 660 kJ / kg, which approximately corresponds to the working capacity of kerosene combustion products in air during stoichiometry or corresponds to 80% of working capacity of pure aluminum combustion products in air during stoichiometry.
На крейсерском режиме при форсаже с впрыском наночастиц алюминия необходимо учитывать работоспособность и первичных и вторичных продуктов сгорания, которая в сумме составляет 1320 кДж/кг, что в 2 раза больше, чем у продуктов сгорания керосина в воздухе в режиме без форсажа. Обычный форсажный режим, когда в форсажную камеру впрыскивают керосин, создавая очень богатую смесь, также проигрывает как по работоспособности, так и по экологичности и визуальной заметности выхлопа.In cruising mode, afterburning with the injection of aluminum nanoparticles, it is necessary to take into account the performance of both primary and secondary combustion products, which total 1320 kJ / kg, which is 2 times more than the products of kerosene combustion in air in the afterburner mode. The usual afterburner mode, when kerosene is injected into the afterburner, creating a very rich mixture, also loses both in working capacity and in environmental friendliness and visual visibility of the exhaust.
За счет применения топлива нано Аl+Н2O+СO2 в форсажной камере сгорания 7 возможно повышение экономичности форсажного режима по сравнению с обычным форсажным режимом, организованным на сгорании керосина. Этот вывод основан на том, что если потребная удельная тяга достаточно велика, то наибольшая экономичность достигается при условии использования топлива с максимальной работоспособностью продуктов сгорания.Due to the use of fuel nano Al + H 2 O + CO 2 in the afterburner of combustion 7, it is possible to increase the efficiency of the afterburner compared to the usual afterburner, organized on the combustion of kerosene. This conclusion is based on the fact that if the required specific thrust is sufficiently large, then the greatest profitability is achieved if the fuel is used with the maximum efficiency of the combustion products.
Несмотря на то что предлагаемый ГТД при больших удельных тягах фактически использует обогащенную горючим топливную смесь, его удельная тяга, тем не менее, выше удельной тяги двигателя с обычным форсажным режимом.Despite the fact that the proposed gas turbine engine with high specific thrusts actually uses a fuel mixture enriched with fuel, its specific thrust is nevertheless higher than the specific thrust of an engine with the usual afterburner mode.
В заключение следует отметить, что возможной областью применения ГТД с кратковременным впрыском наночастиц алюминия на форсаже для повышения удельной тяги является военно-транспортная (на взлете), тактическая и истребительная авиация (при маневрировании).In conclusion, it should be noted that a possible field of application of a gas turbine engine with short-term injection of aluminum nanoparticles on afterburner to increase specific thrust is military transport (on take-off), tactical and fighter aircraft (when maneuvering).
Claims (6)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2014132578/06A RU2573438C1 (en) | 2014-08-07 | 2014-08-07 | Method of aircraft engine augmentation |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2014132578/06A RU2573438C1 (en) | 2014-08-07 | 2014-08-07 | Method of aircraft engine augmentation |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2573438C1 true RU2573438C1 (en) | 2016-01-20 |
Family
ID=55087186
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2014132578/06A RU2573438C1 (en) | 2014-08-07 | 2014-08-07 | Method of aircraft engine augmentation |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2573438C1 (en) |
Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2687433A1 (en) * | 1992-02-14 | 1993-08-20 | Onera (Off Nat Aerospatiale) | Propulsion unit with reversed components, with modulated supply |
| SU1760806A1 (en) * | 1988-07-26 | 1995-11-10 | Уфимский авиационный институт им.Серго Орджоникидзе | Gas-turbine engine with auxiliary loop |
| US6125627A (en) * | 1998-08-11 | 2000-10-03 | Allison Advanced Development Company | Method and apparatus for spraying fuel within a gas turbine engine |
| RU2193099C2 (en) * | 2001-01-04 | 2002-11-20 | Письменный Владимир Леонидович | Gas turbine engine boosting method |
| RU2331784C2 (en) * | 2002-12-20 | 2008-08-20 | Дженерал Электрик Компани | Pulsed detonation system for gas turbine engine and gas turbine engine incorporating such system |
| RU2382894C2 (en) * | 2004-03-10 | 2010-02-27 | Дженерал Электрик Компани | Gas turbine engine afterburner chamber |
| RU2403422C1 (en) * | 2009-03-02 | 2010-11-10 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Уфимский государственный авиационный технический университет" | Device and method (versions) to stabilise flame in turbojet engine afterburner chamber |
-
2014
- 2014-08-07 RU RU2014132578/06A patent/RU2573438C1/en active
Patent Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU1760806A1 (en) * | 1988-07-26 | 1995-11-10 | Уфимский авиационный институт им.Серго Орджоникидзе | Gas-turbine engine with auxiliary loop |
| FR2687433A1 (en) * | 1992-02-14 | 1993-08-20 | Onera (Off Nat Aerospatiale) | Propulsion unit with reversed components, with modulated supply |
| US6125627A (en) * | 1998-08-11 | 2000-10-03 | Allison Advanced Development Company | Method and apparatus for spraying fuel within a gas turbine engine |
| RU2193099C2 (en) * | 2001-01-04 | 2002-11-20 | Письменный Владимир Леонидович | Gas turbine engine boosting method |
| RU2331784C2 (en) * | 2002-12-20 | 2008-08-20 | Дженерал Электрик Компани | Pulsed detonation system for gas turbine engine and gas turbine engine incorporating such system |
| RU2382894C2 (en) * | 2004-03-10 | 2010-02-27 | Дженерал Электрик Компани | Gas turbine engine afterburner chamber |
| RU2403422C1 (en) * | 2009-03-02 | 2010-11-10 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Уфимский государственный авиационный технический университет" | Device and method (versions) to stabilise flame in turbojet engine afterburner chamber |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP4531015B2 (en) | Booster rocket engine using gaseous hydrocarbons in catalytic cracking gas generator cycle | |
| Kim et al. | Evaluation of paraffin–polyethylene blends as novel solid fuel for hybrid rockets | |
| TWI422741B (en) | Motor | |
| US6662550B2 (en) | Method and apparatus for improving the efficiency of pulsed detonation engines | |
| Ciezki et al. | Overview on the German gel propulsion technology activities: Status 2017 and outlook | |
| US5648052A (en) | Liquid monopropellant gas generator | |
| RU2563641C2 (en) | Hybrid aerospace rocket ramjet | |
| RU2573438C1 (en) | Method of aircraft engine augmentation | |
| Mordosky et al. | Spray combustion of gelled RP-1 propellants containing nano-sized aluminum particles in rocket engine conditions | |
| RU2474718C2 (en) | Method of turbojet afterburning and engine to this end (versions) | |
| Wickman | In-situ Mars rocket and jet engines burning carbon dioxide | |
| JPH0323745B2 (en) | ||
| RU2646933C1 (en) | Nanocomposite solid fuel for ramjet | |
| Fujita et al. | Performance evaluation of WAX-based solid fuel for hybrid rocket by Mg-Al powder addition | |
| RU2386845C2 (en) | Method to operate oxygen-kerosine liquid-propellant rocket engines and fuel composition therefor | |
| US3258917A (en) | Process and apparatus for gas generation from semi-solids | |
| Tsujikado et al. | 90% Hydrogen Peroxide/Polyethylene Solid Fuel Hybrid Rocket Engine | |
| Goldin et al. | HYPERGOLIC IGNITION OF A KEROSENE-BASED GEL FUEL WITH HYDROGEN PEROXIDE IN ROCKET MOTORS | |
| RU2573425C1 (en) | Combustion in hypersonic air jet engine | |
| Makled | Metalized Fuel Hybrid Rocket Motor Parametric Study | |
| Galle et al. | Design of a fast responding start-up mechanism for bi-propellant fueled engine for miniature UAV applications | |
| Dinesh et al. | Demonstration of dual-thrust capability in hybrid rockets using multi-layered tubular fuel grains | |
| Jiang et al. | Numerical Analysis on Nozzle Erosion in Hybrid Rocket Motors with Different Injection Parameters | |
| Yamashita et al. | Performance of Gas-Generator-Type Hybrid Thruster Using a Laser Ignition | |
| RU2523510C1 (en) | Method of gas turbine engine afterburning |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20210804 |