RU2702921C1 - Method of generating gas-dynamic laser radiation integrated into a single gas turbine engine and gas turbine engine for its implementation - Google Patents
Method of generating gas-dynamic laser radiation integrated into a single gas turbine engine and gas turbine engine for its implementation Download PDFInfo
- Publication number
- RU2702921C1 RU2702921C1 RU2018135388A RU2018135388A RU2702921C1 RU 2702921 C1 RU2702921 C1 RU 2702921C1 RU 2018135388 A RU2018135388 A RU 2018135388A RU 2018135388 A RU2018135388 A RU 2018135388A RU 2702921 C1 RU2702921 C1 RU 2702921C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- gas
- laser
- turbine engine
- gas turbine
- combustion chamber
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C6/00—Plural gas-turbine plants; Combinations of gas-turbine plants with other apparatus; Adaptations of gas- turbine plants for special use
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
- F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
-
- H—ELECTRICITY
- H01—ELECTRIC ELEMENTS
- H01S—DEVICES USING THE PROCESS OF LIGHT AMPLIFICATION BY STIMULATED EMISSION OF RADIATION [LASER] TO AMPLIFY OR GENERATE LIGHT; DEVICES USING STIMULATED EMISSION OF ELECTROMAGNETIC RADIATION IN WAVE RANGES OTHER THAN OPTICAL
- H01S3/00—Lasers, i.e. devices using stimulated emission of electromagnetic radiation in the infrared, visible or ultraviolet wave range
- H01S3/09—Processes or apparatus for excitation, e.g. pumping
- H01S3/095—Processes or apparatus for excitation, e.g. pumping using chemical or thermal pumping
- H01S3/0951—Processes or apparatus for excitation, e.g. pumping using chemical or thermal pumping by increasing the pressure in the laser gas medium
- H01S3/0953—Gas dynamic lasers, i.e. with expansion of the laser gas medium to supersonic flow speeds
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Electromagnetism (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Plasma & Fusion (AREA)
- Optics & Photonics (AREA)
- Laser Beam Processing (AREA)
- Lasers (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к квантовой электронике, а конкретно к способам генерации излучения в проточных газодинамических лазерах и может быть использовано при создании технологических лазерных систем интегрированных в конструкцию газотурбинного двигателя.The invention relates to quantum electronics, and specifically to methods for generating radiation in flowing gas-dynamic lasers and can be used to create technological laser systems integrated into the design of a gas turbine engine.
Наиболее близким по технической сущности и достигаемому результату является: способ генерации излучения газодинамического лазера, интегрированного в единую конструкцию газотурбинного двигателя, включающий подачу воздуха и горючего в камеру сгорания двигателя, организацию сверхзвукового потока газа в критических сечениях, создание в этом потоке инверсии населенности, ее использование для образования когерентного излучения, формирование структуры лазерного луча.The closest in technical essence and the achieved result is: a method for generating radiation from a gas-dynamic laser integrated into a single design of a gas turbine engine, including supplying air and fuel to the combustion chamber of the engine, organizing a supersonic gas flow in critical sections, creating a population inversion in this flow, and using it for the formation of coherent radiation, the formation of the structure of the laser beam.
Наиболее близким устройством для реализации способа является известный газотурбинный двигатель с интегрированным в единую конструкцию газодинамическим лазером, содержащий компрессор каскада низкого давления, компрессор каскада высокого давления, камеру сгорания, турбину высокого давления, турбину низкого давления, систему в виде последовательности сверхзвуковых сопел Лаваля, оптический резонатор и реактивное сопло.The closest device for implementing the method is a well-known gas turbine engine with a gas-dynamic laser integrated into a single structure, comprising a low-pressure cascade compressor, a high-pressure cascade compressor, a combustion chamber, a high-pressure turbine, a low-pressure turbine, a system in the form of a sequence of supersonic Laval nozzles, an optical resonator and jet nozzle.
/RU 2516985 МПК H01S 3/0953; F02K 3/12; F02C 6/00. Опубликовано: 27.05.2014// RU 2516985 IPC
Недостатком известного способа генерации излучения газодинамического лазера, являются значительные размеры критических сечений, что не позволяет получить необходимый уровень инверсии населенности продуктов сгорания углеводородного топлива согласно требованиям к разработке газодинамических лазеров.The disadvantage of this method of generating radiation from a gas-dynamic laser is the significant size of the critical sections, which does not allow to obtain the necessary level of inversion of the population of the products of combustion of hydrocarbon fuel according to the requirements for the development of gas-dynamic lasers.
В известном газотурбинном двигателе турбины конструктивно спроектированы на реактивность порядка - ρ=(0.9-1.0) и выполнены в виде последовательностей сопел Лаваля. Минимальное сечение рабочих лопаток находится в районе входной кромки. Выход потока из рабочего колеса существенно сверхзвуковой. Вместе с тем реактивные турбины работают на перепаде давления, на входе и выходе из лопаток турбины, а не на перепаде скоростей потока, как активные турбины. Таким образом, создание на выходе реактивной турбины сверхзвукового потока противоречит физическим процессам энергетического обмена (эффективности) на реактивных лопатках. Реактивная турбина имеет выходную скорость потока отличную от направления осевой скорости. При этом лопатки турбины имеет высокую линейную переносную скорость потока перед входом в зону резонатора, что очевидно вносит существенную неравномерность в поток газа во вращающемся сверхзвуковом сопле с отрывными течениями перед входом в резонатор лазера, что совершенно не согласуется с требованиями к эффективности газодинамических лазеров.In a well-known gas turbine engine, turbines are structurally designed for reactivity of the order of ρ = (0.9-1.0) and are made in the form of sequences of Laval nozzles. The minimum cross section of the blades is in the area of the input edge. The flow exit from the impeller is substantially supersonic. At the same time, jet turbines operate at a differential pressure, at the inlet and outlet of the turbine blades, and not at a difference in flow rates, like active turbines. Thus, the creation of a supersonic flow at the outlet of a jet turbine contradicts the physical processes of energy exchange (efficiency) on the reactive blades. A jet turbine has an output flow rate different from the axial velocity direction. In this case, the turbine blades have a high linear portable flow velocity before entering the resonator zone, which obviously introduces significant unevenness in the gas flow in a rotating supersonic nozzle with separated flows before entering the laser cavity, which is completely inconsistent with the requirements for the efficiency of gas-dynamic lasers.
Технической задачей изобретения является создание способа получения излучения газодинамического лазера, генерируемого за счет энергетических потоков газа, возникающих при работе газотурбинного двигателя.An object of the invention is to provide a method for producing radiation from a gas-dynamic laser generated by gas energy flows arising from a gas turbine engine.
Другой задачей является разработка двигателя, в котором авиационный газодинамический лазер конструктивно интегрирован в единую конструкцию контуров газотурбинного двигателя.Another objective is the development of an engine in which an aircraft gas-dynamic laser is structurally integrated into a single design of the circuits of a gas turbine engine.
Ожидаемый технический результат повышение удельной мощности излучения и КПД газодинамического лазера.The expected technical result is an increase in the specific radiation power and efficiency of a gas-dynamic laser.
Другим техническим результатом является упрощение конструкции и снижение металлоемкости двигателя, расширение функциональных возможностей газотурбинного двигателя и универсальность авиационного газодинамического лазера, который в виде модульной вставки может быть использован как в уже эксплуатируемых, так и вновь создаваемых двигателях.Another technical result is to simplify the design and reduce the metal consumption of the engine, expand the functionality of the gas turbine engine and the versatility of the aircraft gas-dynamic laser, which in the form of a modular insert can be used both in already used and newly created engines.
Ожидаемый технический результат достигается тем, что известный способ генерации излучения газодинамического лазера интегрированного в единую конструкцию газотурбинного двигателя, включающий подачу воздуха и горючего в камеру сгорания двигателя, организацию сверхзвукового потока газа в критических сечениях, создание в этом потоке инверсии населенности, ее использование для образования когерентного излучения, формирование структуры лазерного луча, по предложению, воздух и горючее подают в дополнительную кольцевую секционную камеру сгорания, образующую сверхзвуковые потоки газа в критических сечениях расположенных вокруг камеры сгорания двигателя, а для создания инверсии населенности в сверхзвуковые потоки газа в критических сечениях дополнительно подают балластировочные газы, температуру и давление которых регулируют в интервале необходимом для достижения эффекта Джоуля-Томсона, при этом расход балластировочных газов устанавливают в зависимости от режима работы газотурбинного двигателя. Способ предусматривает, что по меньшей мере в трех критических сечениях обеспечивают фазовый состав потока газа в виде околокритического флюида, в качестве балластировочных газов используют углекислый газ (СО2) и азот (N2), а выходную мощность авиационного газодинамического лазера, использующего балластировочные углекислый газ (СО2) и азот (N2), определяют по зависимости построенной на физической модели эффекта Джоуля-Томсона для повышения эффективности активной среды лазера по формуле:The expected technical result is achieved by the fact that the known method of generating a gas-dynamic laser radiation integrated into a single gas turbine engine design, including supplying air and fuel to the combustion chamber of the engine, organizing a supersonic gas flow in critical sections, creating a population inversion in this flow, and using it to form a coherent radiation, the formation of the structure of the laser beam, on offer, air and fuel are fed into an additional annular sectional chamber combustion, forming supersonic gas flows in critical sections located around the combustion chamber of the engine, and to create a population inversion in supersonic gas flows in critical sections, ballast gases are additionally supplied, the temperature and pressure of which are regulated in the range necessary to achieve the Joule-Thomson effect, while ballast gases are set depending on the operating mode of the gas turbine engine. The method provides that at least three critical sections provide the phase composition of the gas stream in the form of near-critical fluid, carbon dioxide (CO 2 ) and nitrogen (N 2 ) are used as ballast gases, and the output power of an aviation gas-dynamic laser using carbon dioxide ballast (СО 2 ) and nitrogen (N 2 ) are determined by the dependence of the Joule-Thomson effect built on the physical model to increase the efficiency of the active medium of the laser according to the formula:
где: h - постоянная Планка; v - частота излучения; - заданный массовый расход углеводородного топлива в дополнительной камере сгорания лазера; Av - число Авогадро; Ai - атомный вес i - го компонента в продукте сгорания; pi(P2,T,αок)- парциальная доля i - го компонента в продукте сгорания при рассчитанной температуре и давлении Рд.кс=Р2 заданного режимом работы двигателя; - температура активации молекулы азота; i1=(pN2); i2=(рСО2); αок - коэффициент избытка окислителя; Коэффициент энергетической и конструктивной эффективности лазера вводится в виде:where: h is Planck's constant; v is the radiation frequency; - a given mass flow rate of hydrocarbon fuel in an additional laser combustion chamber; A v is the Avogadro number; A i is the atomic weight of the i-th component in the combustion product; p i (P 2 , T, α ok ) is the partial fraction of the i-th component in the combustion product at the calculated temperature and pressure P dx = P 2 specified by the engine operation mode; - temperature of activation of a nitrogen molecule; i 1 = (pN 2 ); i 2 = (pCO 2 ); α ok - the coefficient of excess oxidizing agent; The energy and structural efficiency coefficient of the laser is introduced in the form of:
где: kБ>1.0 - балластировки активной среды лазера азотом (N2) и углекислым газом (СО2); ϕс=(0.3-0.5) - сопла; ϕr=(0.4-0.8) специального оптического резонатора; ηк.с=(0.95 - 0.98) области (камеры) сгорания лазера; тепловой накачки.where: k B > 1.0 - ballasting of the active medium of the laser with nitrogen (N 2 ) and carbon dioxide (CO 2 ); ϕ c = (0.3-0.5) - nozzle; ϕ r = (0.4-0.8) of a special optical resonator; η K.s. = (0.95 - 0.98) of the laser combustion region (chamber); heat pumping.
Технический результат, полученный при разработке двигателя для осуществления способа генерации излучения газодинамического лазера предусматривает, что известный газотурбинный двигатель с интегрированным в единую конструкцию газодинамическим лазером, содержащий компрессор каскада низкого давления, компрессор каскада высокого давления, камеру сгорания, турбину высокого давления, турбину низкого давления, систему в виде последовательности сверхзвуковых сопел Лаваля, оптический резонатор и реактивное сопло, по предложению, снабжен выводным линейным оптическим резонатором формирования лазерного луча, расположенными вокруг камеры сгорания двигателя, дополнительной кольцевой секционной камерой сгорания, образующей критические сечения сопел Лаваля, по меньшей мере, двумя кольцевыми камерами, соединенными с источниками подачи балластировочных газов, кольцевым ресивером с выпускной трубой отвода газов, оптический резонатор выполнен в виде объемного резонатора кольцевого типа и соединен с кольцевым ресивером с выпускной трубой, а камеры последовательно расположены по ходу движения потока газа между кольцевой секционной камерой и объемным оптическим резонатором, система сверхзвуковых сопел выполнена из вставок в виде дроссельных лопаточных направляющих, образующих критические сечения, вставки установлены в кольцевых камерах подачи балластировочных газов, а полости отверстий критических сечений и камер сообщены с источниками подачи балластировочных газов, при этом выводной линейный оптический резонатор формирования лазерного луча сообщен с объемным оптическим резонатором, а отверстия сопел камер сопряжены друг с другом, с каждым соплом дополнительной кольцевой секционной камеры, с полостью объемного оптического резонатора, кольцевого ресивера и выпускной трубы.The technical result obtained when developing an engine for implementing a method of generating a gas-dynamic laser radiation provides that a known gas-turbine engine with a gas-dynamic laser integrated in a single structure, comprising a low-pressure cascade compressor, a high-pressure cascade compressor, a combustion chamber, a high-pressure turbine, a low-pressure turbine, a system in the form of a sequence of supersonic Laval nozzles, an optical resonator and a jet nozzle, on offer, is equipped with output linear optical laser beam resonator located around the combustion chamber of the engine, an additional annular sectional combustion chamber, forming critical sections of the Laval nozzles, at least two annular chambers connected to the sources of supply of ballast gases, an annular receiver with an exhaust pipe exhaust gases, optical the resonator is made in the form of a ring-shaped volume resonator and is connected to the annular receiver with an exhaust pipe, and the cameras are arranged in series in the direction of gas flow between the annular sectional chamber and the volumetric optical resonator, the system of supersonic nozzles is made of inserts in the form of throttle blade guides forming critical sections, the inserts are installed in the annular chambers of ballasting gases, and the cavities of the holes of the critical sections and chambers are in communication with the supply sources ballast gases, while the output linear optical cavity of the laser beam formation is in communication with the volume optical cavity, and the nozzle bores are connected to Amers are interconnected with each other, with each nozzle of an additional annular sectional chamber, with the cavity of a volumetric optical resonator, an annular receiver and an exhaust pipe.
Дополнительная кольцевая секционная камера сгорания снабжена системой плазменного зажигания, а объемный оптический резонатор кольцевого типа выполнен в виде замкнутой полости, в которой излучение распространяется по замкнутой траектории в одном направлении. Объемный оптический резонатор кольцевого типа выполнен в виде тела вращения и может быть выбран в виде одной конфигурации из группы: прямоугольной, цилиндрической, коаксиальной или торообразной. Объемный оптический резонатор кольцевого типа может быть выполнен в виде замкнутой полости, ограниченной наружной и внутренней стенками в виде многогранников.An additional annular sectional combustion chamber is equipped with a plasma ignition system, and a ring-type volumetric optical resonator is made in the form of a closed cavity in which radiation propagates along a closed path in one direction. The ring-shaped volumetric optical resonator is made in the form of a body of revolution and can be selected in the form of a single configuration from the group: rectangular, cylindrical, coaxial or toroidal. The ring-shaped volumetric optical resonator can be made in the form of a closed cavity bounded by the outer and inner walls in the form of polyhedrons.
Сущность заявляемого способа генерации излучения газодинамического лазера интегрированного в единую конструкцию газотурбинного двигателя пример его реализации и конструкция газотурбинного двигателя поясняется графическими материалами.The essence of the proposed method for generating radiation from a gas-dynamic laser integrated into a single design of a gas turbine engine, an example of its implementation and the design of a gas turbine engine is illustrated by graphic materials.
Фиг. 1 - схема авиационного газотурбинного двигателя с интегрированным в единую конструкцию газодинамическим лазером;FIG. 1 is a diagram of an aircraft gas turbine engine with a gas-dynamic laser integrated into a single structure;
Фиг. 2 - схема создания инверсии молекулы СО2 на переходах (001) (100) и (001) (020) в типах СО2 лазеров;FIG. 2 is a diagram of creating an inversion of a CO 2 molecule at the (001) (100) and (001) (020) transitions in types of CO 2 lasers;
Фиг. 3 - изменения показателя инверсионного состояние системы от скорости возбуждения и масштаба времени искусственной «заморозки» генераторами балластировки газом СО2;FIG. 3 - changes in the indicator of the inversion state of the system from the excitation rate and the time scale of artificial “freezing” by ballast generators with CO 2 gas;
Фиг. 4 - изменение относительного числа колебательных квантов на одну молекулу азота в критическом сечении от коэффициента избытка окислителя;FIG. 4 - change in relative number vibrational quanta per nitrogen molecule in a critical section from the coefficient of excess oxidizer;
Фиг. 5 - фрагмент вставок в виде дроссельных лопаточных направляющих, образующих критические сечения сопел сопряженные с источниками балластировочных газов.FIG. 5 is a fragment of inserts in the form of throttle vanes, forming critical sections of nozzles conjugated with sources of ballast gases.
Газотурбинный двигатель с интегрированным в единую конструкцию газодинамическим лазером содержит входное устройство 1, компрессор низкого давления (КНД) 2, компрессор высокого давления (КВД) 3, основную камеру сгорания 4, дополнительную камеру сгорания 5, торрообразный или бочкообразный оптический резонатор (световод-усилитель) 6, выводной линейный оптический резонатор формирования лазерного луча 7, турбину высокого давления 8, спрямляющую лопаточную решетку 9, турбину низкого давления 10, сопло газотурбинного двигателя 11, выпускную трубу отработанных газов лазера 12, выпускной торрообразный ресивер 13, кольцевые баластировочные камеры 14 и 15, соединенные с источниками подачи балластировочных газов и системой кольцевых сверхзвуковых сопел, выполненых из вставок в виде дроссельных лопаточных направляющих, образующих критические сечения (на фиг не показано), плазменная свеча зажигания 16 и пуско /отсечной управляемый клапан 17.A gas turbine engine with a gasdynamic laser integrated into a single structure includes an
Механизм возникновения инверсии в лазере.The mechanism of inversion in a laser.
Для двухатомных газов в лазерах, инверсия создается на переходах (001) (100) и (001) (020), например молекулы СО2 (Фиг. 2). В заселении верхнего рабочего уровня (001) важную роль играют процессы резонансной передачи энергии возбуждения от молекул баластировочного газа, например N2 - азота с учетом дополнительной балластировки активной среды лазера охлажденным, например углекислым газом СО2 и подогретым азотом N2 генераторами (п. 14, 15 на Фиг. 1) из вставок в виде дроссельных лопаточных направляющих, образующих критические сечения, установленных в кольцевых камерах подачи балластировочных газов настроенных на реализацию эффекта Джоуля-Томсона.For diatomic gases in lasers, an inversion is created at the transitions (001) (100) and (001) (020), for example, CO 2 molecules (Fig. 2). An important role in the population of the upper working level (001) is played by the processes of resonant transfer of excitation energy from molecules of a ballasting gas, for example, N 2 - nitrogen, taking into account additional ballasting of the laser active medium by a cooled, for example, carbon dioxide CO 2 and heated by nitrogen N 2 generators (p. 14 , 15 in Fig. 1) from inserts in the form of throttle vanes, forming critical sections, installed in the annular chambers for supplying ballast gases configured to implement the Joule-Thomson effect.
Специфика тепловой накачки проявляется в том, что в данном случае колебательные уровни молекул N2 и СО2 в лазере заселяются за счет теплового, а не электронного возбуждения. При этом принципиально важно различие времен релаксации верхних и нижних уровней. Релаксация уровня возбуждения молекулы N2 и уровня (001) молекулы СО2 осуществляется за счет газокинетического механизма передачи энергии (здесь не рассматривается резонансная передача энергии от азота к углекислому газу), тогда как релаксация уровней (100) и (020) молекулы СО2 происходит за счет резонансного механизма. Поскольку скорость резонансной передачи энергии значительно выше, чем газокинетической, то верхний рабочий уровень молекулы СО2 должен релаксировать медленнее, чем нижние рабочие уровни. Особенно медленно релаксирует колебательный уровень молекулы N2. Если продукты сгорания авиационного топлива, содержащие смесь СО2+N2 нагретых до температуры, равной примерно 2700-2850 K, быстро расширяются, проходя через узкие щелевые критическое сечения сопла (точнее, через сопловые блоки 14, 15 на Фиг. 1). При этом происходит резкое возрастание кинетической энергии молекул за счет расширения в сопловой «решетке», из которой поток газа выходит со сверхзвуковой скоростью, М а =3-5. Энергия поступательного движения молекул, в основном, возникает за счет энергии колебательного движения. Этот процесс приводит к тому, что при выходе из сопла происходит быстрая релаксация колебательных уровней. При этом релаксация наступает не на всех колебательных уровнях, а именно на тех, для которых время релаксации меньше, т.е. нижние рабочие уровни (020) и (100) молекулы СО2. Уровень (001) молекулы СО2, а также колебательный уровень молекулы N2 при достаточно быстром расширении газа не успевают заметно релаксировать, т.е. процесс «замораживается» на определенном расстоянии равном эффективной длине оптического резонатора. В рабочем объеме, т.е. в условиях достаточно разреженного газа (давление на срезе сопла не выше 0,1 -1.0 атм.) на этих уровнях практически вообще не происходит релаксации. Наблюдается эффект «замораживания» верхних колебательных степеней свободы, поддержание которых должен обеспечить дополнительным «охлаждением СО2 - нагревом N2» предлагаемыми генераторами с применением эффекта Джоуля-Томсона, встроенных в область критических сечений щелевых лопаточных решеток, поз. 14, 15 на Фиг. 1.The specificity of thermal pumping is manifested in the fact that in this case, the vibrational levels of N 2 and CO 2 molecules in the laser are populated by thermal, rather than electronic, excitation. In this case, the difference in the relaxation times of the upper and lower levels is fundamentally important. The relaxation of the level of excitation of the N 2 molecule and the (001) level of the CO 2 molecule is due to the gas-kinetic mechanism of energy transfer (resonant energy transfer from nitrogen to carbon dioxide is not considered here), while the relaxation of the (100) and (020) levels of the CO 2 molecule occurs due to the resonant mechanism. Since the resonance energy transfer rate is much higher than the gas kinetic one, the upper working level of the CO 2 molecule should relax more slowly than the lower working levels. The vibrational level of the N 2 molecule relaxes especially slowly. If the products of combustion of aviation fuel containing a mixture of CO 2 + N 2 heated to a temperature of about 2700-2850 K expand rapidly, passing through narrow slotted critical sections of the nozzle (more precisely, through
В соответствии с физической модель возбужденного (неравновесного) состояния в интегрированном газодинамическом лазере (см. рисунок 2) между энергетическими уровнями верхним - Е2 (условно метастабильный) и нижем - Е1, квантовые переходы и определяют излучение когерентных фотонов. Спонтанное излучение, в этом случае, описывается соотношением видаIn accordance with the physical model of the excited (nonequilibrium) state in an integrated gas-dynamic laser (see Figure 2) between the upper energy levels - E 2 (conditionally metastable) and the lower - E 1 , quantum transitions determine the radiation of coherent photons. Spontaneous emission, in this case, is described by a relation of the form
здесь: Вр - скорость возбуждения; Ni - число электронов на соответствующем энергетическом уровне; Bij - скорости квантовых переходов; ci - коэффициенты поглощения; t2 - время нахождения электрона на энергетическом уровне Е2.here: In p - the rate of excitation; N i is the number of electrons at the corresponding energy level; B ij are the rates of quantum transitions; c i are the absorption coefficients; t 2 - the time spent by the electron at the energy level E 2 .
Решение уравнения (1) приводится в видеThe solution of equation (1) is given in the form
где N=N1+N2 - общее число электронов процесса релаксации.where N = N 1 + N 2 is the total number of electrons in the relaxation process.
Анализ зависимости (2) показывает, что условие обращения или населенности энергетического уровня, т.е. инверсионного состояния системы определяется соотношениемПри этом инверсионное состояние системы тем выше, чем больше значение принимает выражениеAn analysis of dependence (2) shows that the condition of the circulation or population of the energy level, i.e. the inversion state of the system is determined by the relation Moreover, the inversion state of the system is higher, the greater the value takes the expression
При использовании в предлагаемом способе излучения интегрированного газодинамического лазера на генераторах, построенных на эффекте Джоуля-Томсона - t2→(τΣзам>t2). Качественная картина изменения соотношения (3) представлено на Фиг. 3. На графиках Фиг. 3 видно, что чем больше время «заморозки» балластировочными генераторами продуктов горения авиационного топлива в дополнительной камере сгорания (Фиг. 1 5) лазера - τΣзам, тем больше заселен метастабильный уровень Е2 электронами N2 и тем выше ожидается величина квантового КПДWhen using the proposed method of radiation of an integrated gas-dynamic laser on generators built on the Joule-Thomson effect - t 2 → (τ Σзам > t 2 ). A qualitative picture of the change in relation (3) is presented in FIG. 3. In the graphs of FIG. Figure 3 shows that the longer the “freezing” by the ballast generators of the aviation fuel combustion products in the additional combustion chamber (Fig. 1 5) of the laser is τ Σzam , the more the metastable level E 2 is populated by the N 2 electrons and the higher the quantum efficiency is expected
где: Еизл - энергия излучения.where: E Iz - radiation energy.
Качественная картина изменения соотношения (3) в зависимости от скорости возбуждения и масштаба времени искусственной «заморозки» генераторами балластировки охлажденным газом СО2, построенными на эффекте Джоуля-Томсона и нагретым азотом N2 состава рабочего тела в системе сопел газодинамического лазера приведена на Фиг. 3. Здесь скорость возбуждения и время релаксации соответственно масштабированы.A qualitative picture of the change in relation (3) depending on the excitation rate and the time scale of artificial “freezing” by ballast generators with chilled CO 2 gas built on the Joule-Thomson effect and heated N 2 nitrogen of the working fluid composition in the nozzle system of a gas-dynamic laser is shown in FIG. 3. Here, the excitation rate and relaxation time are respectively scaled.
Проведенные расчеты показывают, что за счет подачи резко охлажденного газа СО2 до состояния околокритического флюида (охлаждение примерно до ТСО2=(120-150) К) в область до критического сечения системы щелевых сопел совместно с нагретым азотом N2 до TN2=(1800-2000) К, инверсия населенности резко возрастает, что приводит к увеличению квантового КПД в несколько раз, результаты расчетов представлены на Фиг. 3.The calculations show that due to the supply of sharply chilled CO 2 gas to a state of near-critical fluid (cooling to approximately T CO2 = (120-150) K) in the region to the critical section of the slotted nozzle system together with heated nitrogen N 2 to T N2 = ( 1800-2000) K, the population inversion sharply increases, which leads to an increase in the quantum efficiency by several times, the calculation results are presented in FIG. 3.
В переходной области (области щелевых сопла) происходит практически полное очищение уровня 020 (см. Фиг. 2) и только небольшое уменьшение заселенности уровня (001). В рабочем объеме заселенность уровня (001) практически «замораживается» при значении, примерно соответствующем температуре в дополнительной камере сгорания 5. Инверсия заселенностей уровней (001) и (020): молекулы СО2 поступают в рабочий объем с практически незаселенными нижними рабочими уровнями (точнее, заселенность этих уровней соответствует примерно температуре Тсо2). Что же касается верхнего рабочего уровня, то он оказывается заселенным, как если бы газ продолжал находиться при температуре Тд.кс.. При этом оказывается «замороженной» также заселенность колебательного уровня молекул N2. Возбужденные молекулы N2, за счет дополнительного нагрева, будут резонансно передавать энергию возбуждения молекулам СО2 и тем самым поддерживать относительно повышенную заселенность уровня (001). В газодинамическом лазере азот - N2 в количественном отношении является основным компонентом смеси - около 80% продуктов сгорания авиационного топлива без добавочной балластировки. Поэтому можно считать, что энергия когерентного излучения черпается в основном за счет колебательной «энергии молекул азота». Балластировка нагретым азотом N2 газодинамического лазера приводит к увеличению его процентного содержания в продуктах сгорания авиационного топлива. Таким образом, энергия, запасенная в колебательных степенях свободы молекул, находящихся в дополнительной камере (5), расходуется при переходе газовой смеси в рабочий объем внутреннего контура через сопло. Та часть энергии газовой меси, которая была запасена в симметричных деформационных колебаниях молекул СО2, превращается в энергию поступательного движения потока, выходящего из системы сопел (14, 15). Энергия же, запасенная в асимметричных колебаниях молекул СО2 и в колебаниях молекул N2 превращается за вычетом потерь в резонаторе в энергию когерентного оптического излучения. Применение генераторов, построенных на эффекте Джоуля-Томсона для балластировки лазера приводит к временной (вдоль потока газа с высокой скоростью по длине сопла) «заморозке» состава продуктов сгорания авиационного топлива. При этом можно ожидать, что относительное число колебательных квантов на одну молекулу азота сохранится в пределах более высоких, чем для обычных схем известных газодинамических лазеров. Это обстоятельство подтверждается дальнейшими теоретическими оценками.In the transition region (the area of the slotted nozzle), the level 020 is almost completely cleared (see Fig. 2) and only a small decrease in the population of the level (001) occurs. In the working volume, the population of the level (001) practically “freezes” at a value approximately corresponding to the temperature in the
На Фиг. 4. Приведено изменение относительного числа колебательных квантов на одну молекулу азота в критическом сечении дополнительной кольцевой камере сгорания (5) интегрированного газодинамического лазера в зависимости от коэффициента избытка окислителя при различном давлении: (графики сверху вниз) 0.1 МПа; 0.09 МПа и 0.08 МПа соответственно. Здесь затемненным сектором отмечено предел значений полученных для стационарных газодинамических лазеров известных конструкций.In FIG. 4. The change in the relative number vibrational quanta per nitrogen molecule in a critical section of an additional annular combustion chamber (5) of an integrated gas-dynamic laser depending on the coefficient of excess oxidizer at different pressures: (graphs from top to bottom) 0.1 MPa; 0.09 MPa and 0.08 MPa, respectively. Here the shaded sector marks the limit of values obtained for stationary gas-dynamic lasers of known designs.
Анализ графиков представленных на Фиг. 4 показывает, что при оптимальном значении коэффициента избытка окислителя ожидается полное горение авиационного топлива при максимальной температуре, без сажеобразования, что особенно важно для эффективной работы системы оптических резонаторов, поз. 6 и 7 Фиг. 1. При этом наблюдается значительное увеличение относительного числа колебательных квантов на одну молекулу азота в критическом сечении дополнительной кольцевой камере сгорания (5) интегрированного лазера от 14% до 18%, что в 1.38-2.25 раза больше, чем у известных газодинамических лазерах.Analysis of the graphs shown in FIG. 4 shows that at the optimum value of the coefficient of excess oxidizer, complete combustion of aviation fuel is expected at maximum temperature, without soot formation, which is especially important for the effective operation of the system of optical resonators, pos. 6 and 7 of FIG. 1. At the same time, there is a significant increase in the relative number vibrational quanta per nitrogen molecule in the critical section of the additional annular combustion chamber (5) of the integrated laser from 14% to 18%, which is 1.38-2.25 times greater than that of known gas-dynamic lasers.
Увеличение относительного числа объясняется тем, что в дополнительной камере сгорания (5) организовано полное и оптимальное горение авиационного топлива при максимально возможной температуре. Приведенные теоретические оценки подтверждают возможность получения излучения газодинамического лазера интегрированного в конструкцию газотурбинного двигателя.Relative number increase due to the fact that in the additional combustion chamber (5) a complete and optimal combustion of aviation fuel is organized at the highest possible temperature. The above theoretical estimates confirm the possibility of obtaining radiation from a gas-dynamic laser integrated in the design of a gas turbine engine.
Пример.Example.
Работа газотурбинного двигателя с интегрированным в его единую конструкцию газодинамического лазера в соответствии с изобретением, показана на примере авиационного газодинамического СО2 лазера установленного на летательном аппарате.The operation of a gas turbine engine with an integrated gasdynamic laser in accordance with the invention is shown by the example of an aircraft gasdynamic CO 2 laser mounted on an aircraft.
Бортовой САУ летательного аппарата на заданном режиме работы газотурбинного двигателя и высоты полета подается команда на запуск лазера. После команды «пуск» включается пусковой пневматический клапан 17 подачи воздуха от КВД (3), совмещенный с расходомером, в тракт питания и охлаждения дополнительной камеры сгорания лазера 5 от тракта питания основной камеры сгорания 4 при заданной температуре около Твх=(600-900) K. Нагретый сжатый воздух через клапан 17 поступает в дополнительную кольцевую камеру сгорания лазера 5 при заданном давлении Рвх и массовом расходом Gвоз, измеряемым встроенным расходомером. По определенному расходу воздуха по команде САУ двигателя в дополнительную камеру сгорания 5 подают заданный массовый расход авиационного керосина Gкep, который обеспечивает получение рабочей смеси топлива и пушечный запуск камеры плазменными свечами 16, а также полное горение рабочей смеси при коэффициенте избытка окислителя αок≈1.0 при максимальной температуре Тд.кс=(2550-2850) K. Далее продукты сгорания камеры 5 поступают в сопловую лопаточную решетку критических сечений 14, 15 совмещенными с балластировочными газодинамическими генераторами, построенными на эффекте Джоуля-Томсона для нагрева или охлаждения балластировочных газов: азота N2 и углекислого газа СО2. В качестве газодинамических генераторов в рассматриваемом примере использованы известные генераторы фрагмент конструкции которой приведен на Фиг. 5. По команде бортовой САУ летательного аппарата включаются пусковые клапаны аккумуляторов давления для подачи балластировочных газов (на схеме рисунка 1 не показаны). Нагретые или охлажденные в газодинамических генераторах Джоуля-Томсона балластировочные газы после охлаждения критических сечений лопаточных решеток балластируют продукты сгорания дополнительной камеры 5 в зоне критических сечений для получения максимальной эффективности активной среды лазера при сверхзвуковом расширении в соплах до скоростей Ма=(3 - 5). При этом эффективность активной среды (АС) оценивается величиной квантового КПД лазера, который регулируется путем комбинации подачи балластировочных газов и определяет эффективность процесса инверсии заселенности энергетических уровней (АС) лазера. Подготовленная таким образом активная среда при температуре ТАС=(350-400) K и скорости газового потока Ма=(3-5) поступает в зону специального торообразного или бочкообразного оптического резонатора усилителя 6 совмещенного с выпускным линейным резонатором 7. В составном оптическом резонаторе 7 и 6 увеличенного объема усиливается и формируется фазированный лазерный луч, который фокусируется управляющей выводной оптической системой и передается потребителям. Далее продукты сгорания лазера поступают в выпускной ресивер 13, где формируется поток выхлопных газов в выпускной удлинительной трубе 12, который выбрасывается за пределы газотурбинного двигателя через регулируемые выпускные сечения сопла (на рисунке не показано) в зависимости от высоты полета летательного аппарата и режима работы двигателя. После отработки рабочего режима излучения бортовой САУ формируется команда прекращения подачи горючего - керосина в дополнительную камеру сгорания 5 и выключения авиационного газодинамического СО2 лазера через отсечку подачи воздуха включением отсечного клапана 17 с некоторой временной задержкой, которая обеспечивает охлаждение камеры 5 перед повторным запуском лазера. Одновременно САУ проводится отключение аккумуляторов давления.The aircraft’s on-board self-propelled guns at a given operating mode of the gas turbine engine and flight altitude are given a command to start the laser. After the “start” command, the starting
В таблице приведены результаты испытаний авиационного газодинамического СО2 лазера, установленного на летательном аппарате.The table shows the test results of an aircraft gas-dynamic CO 2 laser mounted on an aircraft.
Анализ результатов показал, что в сравнении с известным решением, предложенный способ генерации излучения газодинамического лазера, позволяет повысить удельную мощность излучения газодинамического лазера до 240 кВт и общий КПД до 30%. Другим техническим результатом является упрощение конструкции лазера, повышение надежности и снижение металлоемкости двигателя, повышение коэффициента массовой эффективности до (0,4…0,6) кг/кВт, расширение функциональных возможностей газотурбинного двигателя и универсальность авиационного газодинамического лазера, который в виде модульной вставки может быть использован как в уже эксплуатируемых, так и вновь создаваемых двигателях.An analysis of the results showed that, in comparison with the known solution, the proposed method for generating radiation from a gas-dynamic laser allows increasing the specific radiation power of a gas-dynamic laser to 240 kW and the overall efficiency to 30%. Another technical result is to simplify the design of the laser, increase reliability and reduce the metal consumption of the engine, increase the mass efficiency coefficient to (0.4 ... 0.6) kg / kW, expand the functionality of the gas turbine engine and the versatility of the aviation gas-dynamic laser, which in the form of a modular insert can be used both in already used and newly created engines.
Примечание * - оценки коэффициентов эффективности лазера: сопловой системы - (ϕ с ≈ 0.5; составного оптического резонатора - ϕ р ≈0.7; тепловой накачки -η m .н = 0.95; эффективность доп. камеры сгорания лазера -η к.с ≈0.98. Note * - estimation coefficients laser efficiency: nozzle system - (φ from ≈ 0.5; composite optical resonator - φ p ≈0.7; heat pump -η m .H = 0.95; efficiency combustor additional laser - η KS ≈0.98..
Claims (14)
Priority Applications (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2018135388A RU2702921C1 (en) | 2018-10-09 | 2018-10-09 | Method of generating gas-dynamic laser radiation integrated into a single gas turbine engine and gas turbine engine for its implementation |
PCT/RU2019/000704 WO2020076187A1 (en) | 2018-10-09 | 2019-10-02 | Gas-dynamic laser integrated into a gas-turbine engine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2018135388A RU2702921C1 (en) | 2018-10-09 | 2018-10-09 | Method of generating gas-dynamic laser radiation integrated into a single gas turbine engine and gas turbine engine for its implementation |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2702921C1 true RU2702921C1 (en) | 2019-10-14 |
Family
ID=68280235
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2018135388A RU2702921C1 (en) | 2018-10-09 | 2018-10-09 | Method of generating gas-dynamic laser radiation integrated into a single gas turbine engine and gas turbine engine for its implementation |
Country Status (2)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2702921C1 (en) |
WO (1) | WO2020076187A1 (en) |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4013976A (en) * | 1971-07-20 | 1977-03-22 | Rolls-Royce (1971) Limited | Gas dynamic lasers |
US4319201A (en) * | 1979-11-01 | 1982-03-09 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Self compressing supersonic flow device |
US20140034848A1 (en) * | 2012-08-03 | 2014-02-06 | Brian Campbell | Photon turbine generator for power generation |
RU2516985C1 (en) * | 2013-02-14 | 2014-05-27 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования Казанский национальный исследовательский университет им. А.Н. Туполева-КАИ" (КНИТУ-КАИ) | Operation of aircraft gas turbine and device to this end |
RU2587509C1 (en) * | 2015-04-07 | 2016-06-20 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Method of operating aircraft gas turbine engine and device therefor |
Family Cites Families (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5425044A (en) * | 1994-07-22 | 1995-06-13 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Compact, burst mode, pulsed, high energy, blowdown flow photolytic atomic iodine laser |
-
2018
- 2018-10-09 RU RU2018135388A patent/RU2702921C1/en active
-
2019
- 2019-10-02 WO PCT/RU2019/000704 patent/WO2020076187A1/en active Application Filing
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4013976A (en) * | 1971-07-20 | 1977-03-22 | Rolls-Royce (1971) Limited | Gas dynamic lasers |
US4319201A (en) * | 1979-11-01 | 1982-03-09 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Self compressing supersonic flow device |
US20140034848A1 (en) * | 2012-08-03 | 2014-02-06 | Brian Campbell | Photon turbine generator for power generation |
RU2516985C1 (en) * | 2013-02-14 | 2014-05-27 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования Казанский национальный исследовательский университет им. А.Н. Туполева-КАИ" (КНИТУ-КАИ) | Operation of aircraft gas turbine and device to this end |
RU2587509C1 (en) * | 2015-04-07 | 2016-06-20 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Method of operating aircraft gas turbine engine and device therefor |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
WO2020076187A1 (en) | 2020-04-16 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
Naples et al. | RDE implementation into an open-loop T63 gas turbine engine | |
US8683780B2 (en) | Gas turbine engine and pulse detonation combustion system | |
US6062018A (en) | Pulse detonation electrical power generation apparatus with water injection | |
US8127533B2 (en) | System and method for power production using a hybrid helical detonation device | |
Akbari et al. | Review of recent developments in wave rotor combustion technology | |
GB2418230A (en) | Cooling system for a gas turbine having a pulse detonation system. | |
JP2008014307A (en) | Heat exchange injector assembly and bipropellant rocket engine | |
Kailasanath | Recent developments in the research on pressure-gain combustion devices | |
US20070036193A1 (en) | Laser with Brayton cycle outlet pump | |
Tunik | Control of detonation combustion of rarefied hydrogen-air mixture in a laval nozzle | |
RU2702921C1 (en) | Method of generating gas-dynamic laser radiation integrated into a single gas turbine engine and gas turbine engine for its implementation | |
CN112628018B (en) | High-thrust liquid rocket engine and low-power-consumption semi-self-starting method thereof | |
US8978387B2 (en) | Hot gas path component cooling for hybrid pulse detonation combustion systems | |
Watanabe et al. | Three-dimensional Numerical Simulation of Disk Rotating Detonation Engine; Unsteady Flow Structure | |
Akbari et al. | Recent developments in wave rotor combustion technology and future perspectives: a progress review | |
US20190360695A1 (en) | Rotating Detonation Combustion System | |
RU2587509C1 (en) | Method of operating aircraft gas turbine engine and device therefor | |
CN110739602B (en) | Pre-mixing type carbon dioxide pneumatic laser driven by pulse detonation rocket combustion | |
RU2516985C1 (en) | Operation of aircraft gas turbine and device to this end | |
US20080127630A1 (en) | Turbine for application to pulse detonation combustion system and engine containing the turbine | |
Osipov et al. | Study of performance of the aircraft gas turbine engine integrated with a gas dynamic laser | |
CN110739600A (en) | Pre-mixing type carbon dioxide pneumatic laser driven by air-breathing type pulse detonation combustion | |
RU2794687C1 (en) | Liquid rocket engine | |
Singhal et al. | Application of profiled ejector in chemical lasers | |
RU2752817C1 (en) | Pulsating detonation jet engine |