RU2647919C1 - Прямоточный воздушно-реактивный двигатель - Google Patents
Прямоточный воздушно-реактивный двигатель Download PDFInfo
- Publication number
- RU2647919C1 RU2647919C1 RU2016124596A RU2016124596A RU2647919C1 RU 2647919 C1 RU2647919 C1 RU 2647919C1 RU 2016124596 A RU2016124596 A RU 2016124596A RU 2016124596 A RU2016124596 A RU 2016124596A RU 2647919 C1 RU2647919 C1 RU 2647919C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- ramjet
- water
- temperature
- combustion chamber
- air
- Prior art date
Links
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims abstract description 24
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 24
- 239000000203 mixture Substances 0.000 claims abstract description 8
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 3
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract description 2
- 239000003570 air Substances 0.000 description 19
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 19
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 8
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 6
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 4
- 238000010494 dissociation reaction Methods 0.000 description 3
- 230000005593 dissociations Effects 0.000 description 3
- 208000013829 diffuse lymphatic malformation Diseases 0.000 description 2
- 238000000034 method Methods 0.000 description 2
- MYMOFIZGZYHOMD-UHFFFAOYSA-N Dioxygen Chemical compound O=O MYMOFIZGZYHOMD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 1
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 1
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 1
- 230000000704 physical effect Effects 0.000 description 1
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K7/00—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof
- F02K7/10—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof characterised by having ram-action compression, i.e. aero-thermo-dynamic-ducts or ram-jet engines
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Прямоточный воздушно-реактивный двигатель, состоящий из входного устройства, диффузора, камеры сгорания, выходного устройства. На гиперзвуковых скоростях полета (М>5) в проточную часть подается вода. Вода подается через коллекторы, которые расположены внутри диффузора, температура паровоздушной смеси не более 2000 К. Достигается повышение скорости полета ПВРД до семи-восьми чисел Маха. ПВРД может быть использован при создании гиперзвуковых летательных аппаратов. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.
Description
Изобретение относится к авиационно-космической технике, в частности воздушно-реактивным двигателям, предназначенным для применения на сверх- и гиперзвуковых скоростях полета.
Известен прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД), состоящий из входного устройства, диффузора, камеры сгорания, выходного устройства (Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей. Под ред. С.М. Шляхтенко., М., Машиностроение, 1987 г., с. 436, рис. 15.1.6). На гиперзвуковых скоростях полета (число М>5) температура торможения воздуха Тн * на входе в ПВРД резко возрастает, что ведет к снижению пропускной способности камеры сгорания, скорость движения воздуха в которой ограничена (λкс<0,2), уменьшению теплоподвода - количество теплоты, подводимое к единице массы воздуха (при высоких температурах воздушного потока значительная часть тепла, подведенного в камеру сгорания с топливом, расходуется на диссоциацию продуктов сгорания, что вынуждает ограничивать температуру газа Тг *, а значит, и теплоподвод). Вследствие указанных причин диапазон применения ПВРД по скорости полета ограничен (М<6).
Известен способ форсирования газотурбинных двигателей, заключающийся в подаче на вход в компрессор жидкого воздуха либо жидкого кислорода (патент US 6644015 В1, МПК F02K 11/00 от 11.11.2003).
Известен способ повышения давления газа, заключающийся в подаче в поток газа, движущийся по каналу, по направлению потока - жидкости, находящейся под давлением (патент RU 2468260 С1, МПК F04F 5/04 от 27.11.12).
Известен ПВРД, состоящий из входного устройства, диффузора, камеры сгорания, выходного устройства, у которого на гиперзвуковых скоростях полета в проточную часть подается вода (патент RU 2087735 С1, МПК F02K 7/10 от 20.08.1997).
Целью изобретения является повышение скорости полета прямоточных воздушно-реактивных двигателей до семи-восьми чисел Маха.
Поставленная цель достигается тем, что в диффузоре ПВРД расположены водяные коллекторы, через которые на гиперзвуковых скоростях полета подается вода, температура паровоздушной смеси не более 2000 К.
Сущность изобретения заключается в том, что на гиперзвуковых скоростях полета критическая температура воды (647 К) меньше температуры торможения воздуха
Тн *, что делает невозможным существование воды в жидком состоянии. Переход воды из жидкого состояния в газообразное сопровождается физическими эффектами: а) понижением температуры (увеличением плотности) воздуха на входе в камеру сгорания и, как следствие, увеличением расхода воздуха через двигатель; б) увеличением расхода топлива вследствие увеличения расхода воздуха; в) увеличением расхода газа вследствие увеличения расходов воздуха, топлива и воды; г) увеличением теплоподвода вследствие увеличения теплоемкости газа (за счет теплоемкости пара) и повышения перепада температур газа в камере сгорания (при тех же температурах газа на выходе из камеры сгорания температура воздуха на входе ниже). Как следствие, тяговые и расходные характеристики ПВРД улучшаются. Наличие эффектов (их величина) зависит от температуры топливовоздушной смеси - при температурах смеси более 2000 К температура газа на входе в камеру сгорания приближается к температуре газа на выходе из камеры сгорания, которая ограничена диссоциацией продуктов сгорания, - двигатель вырождается, соответственно, эффекты сходят на нет.
Предпочтительно, чтобы температура паровоздушной смеси поддерживалась постоянной.
Предпочтительно, чтобы давление воды в коллекторах было более 10 МПа, форсунки направлены по потоку газа.
Подача воды на вход в ПВРД - это частный случай форсирования ВРД водой на сверх- и гиперзвуковых скоростях полета (патент RU 2616137 С1, МПК F02C 3/30, F02C 7/43) - так называемый гиперфорсаж, соответственно, двигатель - гиперфорсированный ПВРД.
На фиг. 1 изображена схема ПВРД;
на фиг. 2 изображены скоростные характеристики ПВРД.
ПВРД (фиг. 1) состоит из входного устройства 1, диффузора 2, внутри которого расположен водяной коллектор 3 с форсунками, направленными по потоку газа, камеры сгорания 4, выходного устройства 5.
Сжатие сверхзвукового набегающего потока с торможением до скорости звука осуществляется во входном устройстве 1. Далее воздух тормозится в диффузоре 2, после чего попадает в камеру сгорания 4. Процесс сгорания заканчивается перед выходным устройством 5. В выходном устройстве (сопле Лаваля) газ разгоняется до сверх- и гиперзвуковых скоростей.
На гиперзвуковых скоростях полета через коллектор 3 под давлением подается вода. Температура воздушного потока на указанных скоростях выше критической для воды (647 К), поэтому вода мгновенно испаряется, поглощая теплоту, в результате чего температура воздушного потока понижается. До тех пор пока температура воздушного потока на входе в камеру сгорания будет менее 2000 К энергетического вырождения ПВРД, независимо от скорости полета, не произойдет, а следовательно, признак «менее 2000 К» является существенным для достижения поставленной цели (определяет предельную скорость полета ПВРД, которая в этом случае составляет семь-восемь чисел Маха).
Ниже приводятся летно-технические характеристики ПВРД (фиг. 1) с исходными данными: диаметр миделя Dмид=1,3 м; коэффициент избытка воздуха в камере сгорания αкс=1,1; потери давления во входном устройстве, камере сгорания, выходном устройстве - стандартные; диссоциация продуктов сгорания учитывается.
На фиг. 2 (сплошные линии) представлены скоростные характеристики ПВРД (фиг. 1) для высоты полета Н=30 км (здесь Тв * - температура воздуха на входе в камеру сгорания, Тг * - температура газа на выходе из камеры сгорания, Gг - расход газа, Gт - расход топлива, CR - коэффициент тяги, η0 - общий кпд двигателя). Здесь же (штриховые линии) представлены характеристики прототипа - тот же ПВРД, но без подачи воды.
До скорости М=5,4 характеристики ПВРД и прототипа совпадают. При достижении указанной скорости температура воздуха на входе в камеру сгорания Тв * достигает 1500 К, а температура газа на выходе из камеры сгорания Тг *=2800 К. При дальнейшем увеличении скорости полета на вход в двигатель подается вода в количестве, при котором температура паровоздушной смеси на входе в камеру сгорания остается постоянной Тв *=1500 К (температура газа на выходе из камеры сгорания также остается постоянной Тг *=2800 К). В прототипе для поддержания Тг *=2800 К приходится увеличивать αкс - снижать относительный расход топлива.
По отношению к прототипу в ПВРД увеличиваются расходы газа Gг и топлива Gт (фиг. 2), что позволяет ПВРД сохранять высокий коэффициент тяги CR на скоростях, где у прототипа коэффициент тяги падает. На скоростях полета М>6 коэффициент тяги ПВРД падает, что является следствием потерь давления во входном устройстве.
Эффективность ПВРД как тепловой машины при подаче воды на вход повышается (фиг. 2). Вода обладает хладоресурсом и кинетической энергией, которые наравне с энергией топлива (кинетической, химической, хладоресурсом) преобразуются в работу перемещения ЛА.
Гиперфорсированный ПВРД может быть использован при создании гиперзвуковых летательных аппаратов (ГЛА). К примеру, корпорация Lockheed Martin приступила к разработке гиперзвукового беспилотника SR-72 с турбопрямоточными двигателями, развивающего скорость М=6 при дальности полета ~ 5500 км. В турбопрямоточных двигателях предполагается использовать двухрежимный ПВРД: сверхзвуковой и гиперзвуковой. Замена двухрежимного ПВРД на гиперфорсированный ПВРД позволит отказаться от использования гиперзвукового режима и, тем самым, реализовать проект.
Дело в том, что результаты исследований в области создания гиперзвуковых ПВРД (ГПВРД), в частности, в рамках «Плана разработки ГЛА в США на период до 2030 года», не дают оснований считать ГПВРД в полной мере работоспособным двигателем, скорее, наоборот.
Пустующую нишу ГПВРД, по-видимому, займут гиперфорсированные ПВРД по двум причинам: а) гиперзвуковой полет не может быть длительным из-за нагрева ЛА, б) выход в космос с использованием ВРД невозможен. Появление гиперфорсированного ПВРД делает разработку ГПВРД практически бесполезной: на скоростях М<7÷8 ГПВРД по всем показателям проигрывает гиперфорсированным ПВРД, турбоэжекторным и др. газотурбинным двигателям; на скоростях М>7÷8 - ракетным двигателям.
Claims (4)
1. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель, состоящий из входного устройства, диффузора, камеры сгорания, выходного устройства; на гиперзвуковых скоростях полета в проточную часть подается вода, отличающийся тем, что вода подается через коллекторы, которые расположены внутри диффузора, температура паровоздушной смеси не более 2000 К.
2. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что температура паровоздушной смеси поддерживается постоянной.
3. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что форсунки водяных коллекторов направлены по потоку газа.
4. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что давление воды в коллекторах более 10 МПа.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016124596A RU2647919C1 (ru) | 2016-06-20 | 2016-06-20 | Прямоточный воздушно-реактивный двигатель |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016124596A RU2647919C1 (ru) | 2016-06-20 | 2016-06-20 | Прямоточный воздушно-реактивный двигатель |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2647919C1 true RU2647919C1 (ru) | 2018-03-21 |
Family
ID=61707778
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2016124596A RU2647919C1 (ru) | 2016-06-20 | 2016-06-20 | Прямоточный воздушно-реактивный двигатель |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2647919C1 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114645799A (zh) * | 2022-02-24 | 2022-06-21 | 哈尔滨工业大学 | 一种使用电动辅助增压的轴对称全速域冲压发动机 |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2087735C1 (ru) * | 1995-04-19 | 1997-08-20 | Сибирский энергетический институт СО РАН г.Иркутск | Способ работы реактивного двигателя |
| RU2121070C1 (ru) * | 1996-11-22 | 1998-10-27 | Омский государственный технический университет | Гиперзвуковой прямоточный двигатель |
| CN101029597A (zh) * | 2007-03-22 | 2007-09-05 | 南京航空航天大学 | 定几何超声速、高超声速可调进气道 |
| RU72514U1 (ru) * | 2007-11-26 | 2008-04-20 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Санкт-Петербургский Государственный политехнический университет" (ГОУ "СПбГПУ") | Осевой многоступенчатый компрессор |
| RU2406841C2 (ru) * | 2005-09-13 | 2010-12-20 | Газ Турбин Эффишенси Аб | Система и способ для повышения выходной мощности газотурбинного двигателя |
| RU2563641C2 (ru) * | 2014-01-17 | 2015-09-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Гибридный ракетно-прямоточный воздушно-реактивный аэрокосмический двигатель |
-
2016
- 2016-06-20 RU RU2016124596A patent/RU2647919C1/ru active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2087735C1 (ru) * | 1995-04-19 | 1997-08-20 | Сибирский энергетический институт СО РАН г.Иркутск | Способ работы реактивного двигателя |
| RU2121070C1 (ru) * | 1996-11-22 | 1998-10-27 | Омский государственный технический университет | Гиперзвуковой прямоточный двигатель |
| RU2406841C2 (ru) * | 2005-09-13 | 2010-12-20 | Газ Турбин Эффишенси Аб | Система и способ для повышения выходной мощности газотурбинного двигателя |
| CN101029597A (zh) * | 2007-03-22 | 2007-09-05 | 南京航空航天大学 | 定几何超声速、高超声速可调进气道 |
| RU72514U1 (ru) * | 2007-11-26 | 2008-04-20 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Санкт-Петербургский Государственный политехнический университет" (ГОУ "СПбГПУ") | Осевой многоступенчатый компрессор |
| RU2563641C2 (ru) * | 2014-01-17 | 2015-09-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Гибридный ракетно-прямоточный воздушно-реактивный аэрокосмический двигатель |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114645799A (zh) * | 2022-02-24 | 2022-06-21 | 哈尔滨工业大学 | 一种使用电动辅助增压的轴对称全速域冲压发动机 |
| CN114645799B (zh) * | 2022-02-24 | 2024-04-26 | 哈尔滨工业大学 | 一种使用电动辅助增压的轴对称全速域冲压发动机 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Smart | How much compression should a scramjet inlet do? | |
| Bao et al. | Dynamic characteristics of combustion mode transitions in a strut-based scramjet combustor model | |
| RU2674172C1 (ru) | Турбореактивный двигатель и способ его работы | |
| Gamble et al. | Improving off-design nozzle performance using fluidic injection | |
| Sam et al. | Prospects for scramjet engines in reusable launch applications: A review | |
| RU2647919C1 (ru) | Прямоточный воздушно-реактивный двигатель | |
| Ogorodnikov et al. | Russian research on experimental hydrogen-fueled dual-mode scramjet: conception and preflight tests | |
| Wu et al. | Analysis of the characteristics of scramjet mode and ramjet mode of axisymmetric dual-combustion ramjet | |
| Aleksandrov et al. | Modified combustion efficiency curve for high-velocity model combustors integrated with the inlet | |
| Zhao et al. | Experimental investigation of combustion mode transitions on solid rocket scramjet combustor | |
| Trefny et al. | Supersonic free-jet combustion in a ramjet burner | |
| Lin et al. | Effects of fuel-lean primary rocket on bypass ratio in RBCC ejector mode | |
| Doolan et al. | A quasi-one-dimensional mixing and combustion code for trajectory optimisation and design studies | |
| RU2418969C2 (ru) | Турбореактивный двигатель | |
| RU2645373C1 (ru) | Турбоэжекторный двигатель и способ его регулирования | |
| Modi et al. | Design and development of valveless pulsejet engine | |
| Masumoto et al. | Experimental study on effect of boundary layer on combustion modes in a supersonic combustor | |
| Razmyslov et al. | On computation of solid fuel regression rate in ramjet combustor | |
| Daines et al. | Computational analysis of mixing and jet pumping in rocket ejector engines | |
| Patel et al. | A Review on Fuel Injection System of Scramjet Engine | |
| Peng et al. | Analysis of Influence Factors on Performances for Divergent RBCC Engine under the flight condition of Ma3 | |
| Brophy | Initiation improvements for hydrocarbon/air mixtures in pulse detonation applications | |
| Chandran et al. | Numerical Analysis of Modified Spike in Ramjet Engine | |
| Kumar et al. | Preliminary design of a ramjet engine: An analytical approach | |
| Zhang et al. | Ideal performance analysis of the scramjet with Pre-jet fuel |