RU2737463C2 - Камера сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя для летательного аппарата - Google Patents
Камера сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя для летательного аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2737463C2 RU2737463C2 RU2018147310A RU2018147310A RU2737463C2 RU 2737463 C2 RU2737463 C2 RU 2737463C2 RU 2018147310 A RU2018147310 A RU 2018147310A RU 2018147310 A RU2018147310 A RU 2018147310A RU 2737463 C2 RU2737463 C2 RU 2737463C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- combustion chamber
- reactor
- combustion
- aircraft
- channel
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
- F23R3/16—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration with devices inside the flame tube or the combustion chamber to influence the air or gas flow
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к силовым установкам летательных аппаратов, и может найти применение при разработке прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ПВРД). Изобретение позволяет повысить эффективность процесса горения жидкого углеводородного топлива ПВРД в широком диапазоне скоростей и высот полета летательного аппарата. Камера сгорания ПВРД содержит проточный термохимический реактор с входным и выходным устройствами. Выходное устройство выполнено в виде дозвукового щелевого сопла с расположенными на щелях на внешней поверхности стенок сопла полыми смесительными лепестками, вершины которых установлены по кругу образующих реактора и камеры сгорания. Причем площадь канала входного устройства реактора составляет 30-40% по отношению к площади канала камеры сгорания в том же сечении. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.
Description
Изобретение относится к области авиационной и ракетной техники и может найти применение при создании прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ПВРД) для летательных аппаратов (ЛА), использующих атмосферный воздух.
Известна прямоточная камера сгорания, содержащая термохимический реактор, расположенный в канале камеры сгорания и имеющий входное и выходное устройства с резонатором (см. патент РФ №2034996, 1995 г.).
Однако известное устройство с резонатором, принятое за прототип «обладает тем недостатком, что предлагаемая схема имеет ограничения по геометрическим параметрам, что ограничивает возможность ее применения (см. Е.Ю. Марчук, Ю.Н. Нечаев, А.С .Полев, А.Н. Тарасов «Второе рождение реактивных двигателей с периодическим сгоранием топлива», ж. Фундаментальные и прикладные проблемы космонавтики. №12, 2002, стр. 18).
Задачей и техническим результатом изобретения являются разработка эффективной конструкции камеры сгорания ПВРД, обеспечивающей улучшение показателей работы камеры сгорания, в частности, удельных тяговых характеристик, а также повышения энергетической эффективности процесса горения.
Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что в камере сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя, содержащей проточный термохимический реактор с входным и выходным устройствами, выходное устройство термохимического реактора выполнено в виде дозвукового щелевого сопла с расположенными на щелях на внешней поверхности стенок сопла полых смесительных лепестков, вершины которых установлены по кругу образующих реактора и камеры сгорания. Площадь канала входного устройства реактора составляет 30-40% по отношению к площади канала камеры сгорания в том же сечении.
На фиг. 1 изображена схема предлагаемой камеры сгорания, содержащая продольный разрез, вид сбоку и изометрию щелевого сопла. На фиг. 2 представлены расчетные зависимости изменения энтропии в камере сгорания от относительного тепломассоподвода и представлены экспериментальные точки.
Камера сгорания 1 содержит проточный термохимический реактор 2, снабженный топливными коллекторами с форсунками 3 и 4, к которым подключена топливная магистраль 5 (фиг. 1). Термохимический реактор 2 имеет входное устройство 6 и выходное устройство 7 в виде дозвукового щелевого сопла с полыми смесительными лепестками, вершины которых равномерно расположены по образующей термохимического реактора и камеры сгорания (фиг. 1).
При работе камеры сгорания 1 в термохимический реактор 2 посредством топливной магистрали 5 подают жидкое углеводородное топливо. Через входное устройство в реактор также поступает воздух. На первой стадии за счет сжигания части керосина, подаваемого через коллектор 3, осуществляется подогрев воздушного потока до температуры торможения Т0≥1500 К. Причем состав его соответствует продуктам сгорания углеводорода в воздухе. На второй стадии в реакторе происходит термохимическая конверсия топлива, подаваемого через основной топливный коллектор 4 при коэффициенте избытка воздуха в реакторе αR≈0,3. Продукты конверсии жидкого углеводородного топлива через выходное устройство 7 в виде дозвукового щелевого сопла, которым заканчивается реактор, поступают в камеру сгорания, где сгорают.
Обеспечение высоких показателей работы камеры сгорания и, в конечном счете, удельной тяги двигателя зависит от потери работоспособности газа в камере сгорания. Эти потери можно разделить на термодинамические, обусловленные законом теплоподвода и процессом горения в камере сгорания, которые характеризуются изменением энтропии или эксергии, и газодинамические, обусловленные смешением струй и наличием в камере сгорания вихревых структур, которые характеризуются коэффициентом гидравлического сопротивления.
Возможность и эффективность применения термохимической конверсии керосина в высокоскоростных ПВРД экспериментально исследовались в ЦАГИ на модельных камерах сгорания. Эксперименты предлагаемой камеры сгорания (фиг. 1) проводились без подогрева воздушного потока на входе в модель. При работе реактора с коэффициентом избытка воздуха αR≤0,4 температура потока на выходе из него составляла T0R=800…1200 К (определена по измерениям поля полных давлений в потоке на выходе из реактора). Здесь где GBR - расход воздуха через реактор, GTR - расход топлива через реактор, L0 - стехиометрический коэффициент. Расчетная температура потока на выходе из реактора при коэффициенте избытка воздуха αR=0,2-0,4 равна соответственно T0R=1000…1300 К, что свидетельствует о протекании рабочего процесса с термохимическим разложением керосина.
В камере сгорания при коэффициенте избытка воздуха αКС=1,6-3,2 происходит самовоспламенение и горение продуктов разложения керосина.
Эффективность процесса горения в камере сгорания (фиг. 1) определяется смешением продуктов конверсии с воздушным потоком, для этого использовалось щелевое сопло 7 (фиг. 1). Полнота сгорания керосина в конце камеры сгорания с щелевым соплом при αКС=2,6-3,2 составляет η=0,93-1,0, а коэффициент гидравлического сопротивления ξ=1,5 (обычно для ПВРД ξ ≥ 2).
Как показали исследования реактора, исходя из совокупности основных показателей процесса можно рекомендовать некоторые оптимальные условия работы реактора в диапазоне αR=0,25-0,35. Этому условию отвечают максимальные значения горючих компонентов СО и Н2 в продуктах разложения керосина.
Основные режимы работы камеры сгорания ПВРД соответствуют αКС=1,0-1,5. Оптимальному режиму работы реактора соответствует относительный расход воздуха через реактор ω=0,4-0,3, где GBR - расход воздуха через реактор, GBKC - расход воздуха через камеру сгорания. Таким образом, исходя из этих условий, выбирается площадь входа в реактор, которая составляет 30-40% (на фиг. 1 по отношению к площади канала камеры сгорания в том же сечении.
При сравнении термодинамической эффективности различных камер сгорания ставится в соответствие относительный тепломассоподвод и изменение приращения энтропии в реакциях горения.
На фиг. 2 показана зависимость отношения прироста энтропии ΔS при горении в камере сгорания к теплоемкости газа ср, т.е. от комплекса характеризующего относительный тепломассоподвод , где , где k∞ и ka - показатели адиабаты на входе и выходе камеры сгорания соответственно, - отношение газовых постоянных в соответствующих сечениях камеры сгорания, - отношение расхода газа на выходе из камеры сгорания к расходу газа на входе, - отношение температуры торможения на выходе и входе камеры сгорания. Из фиг. 2 видно, что процесс сжигания продуктов конверсии в виде конвертина идет с меньшими термодинамическими потерями (сплошная кривая продуктов конверсии) по сравнению с прямым сжиганием керосина (пунктирная кривая) при одном и том же относительном тепломассоподводе, гидравлические потери в предлагаемой камере сгорания также меньше принятых для камер сгорания ПВРД, для которых обычно ξ ≥ 2. Следовательно, уменьшение гидравлических и термодинамических потерь позволяет обеспечить увеличение удельных тяговых характеристик камеры сгорания.
Claims (3)
1. Камера сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя, содержащая проточный термохимический реактор с входным и выходным устройствами, отличающаяся тем, что выходное устройство термохимического реактора выполнено в виде дозвукового щелевого сопла с расположенными на щелях на внешней поверхности стенок сопла полыми смесительными лепестками.
2. Камера сгорания по п. 1, отличающаяся тем, что вершины лепестков установлены по кругу образующей камеры сгорания.
3. Камера сгорания по п. 1, отличающаяся тем, что площадь канала входного устройства реактора составляет 30-40% по отношению к площади канала камеры сгорания в том же сечении.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2018147310A RU2737463C2 (ru) | 2018-12-28 | 2018-12-28 | Камера сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя для летательного аппарата |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2018147310A RU2737463C2 (ru) | 2018-12-28 | 2018-12-28 | Камера сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя для летательного аппарата |
Publications (3)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2018147310A RU2018147310A (ru) | 2020-06-29 |
RU2018147310A3 RU2018147310A3 (ru) | 2020-06-29 |
RU2737463C2 true RU2737463C2 (ru) | 2020-11-30 |
Family
ID=71509520
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2018147310A RU2737463C2 (ru) | 2018-12-28 | 2018-12-28 | Камера сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя для летательного аппарата |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2737463C2 (ru) |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3053340A (en) * | 1958-07-21 | 1962-09-11 | Gen Electric | Noise suppression nozzle |
US4131260A (en) * | 1977-05-09 | 1978-12-26 | Center For Design Research And Development N.V. | Chair seat mount which permits the seat to tilt forward |
RU2034996C1 (ru) * | 1993-10-11 | 1995-05-10 | Владимир Федорович Антоненко | Способ получения тяги и устройство для его осуществления |
RU2454607C1 (ru) * | 2011-02-01 | 2012-06-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Способ стабилизации процесса горения топлива в камере сгорания и камера сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя летательного аппарата |
-
2018
- 2018-12-28 RU RU2018147310A patent/RU2737463C2/ru active
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3053340A (en) * | 1958-07-21 | 1962-09-11 | Gen Electric | Noise suppression nozzle |
US4131260A (en) * | 1977-05-09 | 1978-12-26 | Center For Design Research And Development N.V. | Chair seat mount which permits the seat to tilt forward |
RU2034996C1 (ru) * | 1993-10-11 | 1995-05-10 | Владимир Федорович Антоненко | Способ получения тяги и устройство для его осуществления |
RU2454607C1 (ru) * | 2011-02-01 | 2012-06-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Способ стабилизации процесса горения топлива в камере сгорания и камера сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя летательного аппарата |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2018147310A (ru) | 2020-06-29 |
RU2018147310A3 (ru) | 2020-06-29 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN109028146B (zh) | 混合燃烧器组件和操作方法 | |
US2479776A (en) | Turbo-jet power plant with fuel vaporizer for afterburners | |
US7841167B2 (en) | Pulse detonation engine bypass and cooling flow with downstream mixing volume | |
CN112902225B (zh) | 一种带外环旋转爆震增压燃烧室的多级加力燃烧室 | |
US2195025A (en) | Gas turbine | |
US11255544B2 (en) | Rotating detonation combustion and heat exchanger system | |
Rao | Spike nozzle contour for optimum thrust | |
US2468157A (en) | Internal-combustion engine power plant | |
US2895295A (en) | Variable speed gas turbine | |
US3237401A (en) | Regenerative expander engine | |
US20210108801A1 (en) | System for Rotating Detonation Combustion | |
US4930309A (en) | Gas compressor for jet engine | |
US4033120A (en) | Thrust augmenting fluid rectifier for a pulsed combustor | |
CN109028150B (zh) | 用于旋转爆震推进系统的泡腾雾化结构和操作方法 | |
RU2661427C1 (ru) | Двухконтурный турбореактивный двигатель | |
RU2066777C1 (ru) | Двигатель | |
RU2737463C2 (ru) | Камера сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя для летательного аппарата | |
CN111305952A (zh) | 一种基于外涵道加热的混合排气涡扇发动机推进系统 | |
US2641904A (en) | Apparatus for cooling combustion chambers of movable power plants with an oxidizing agent | |
RU168499U1 (ru) | Выносной вентиляторный модуль авиационной силовой установки | |
US4578943A (en) | Hydro-vapor free turbine engine | |
US3443384A (en) | Swirling flow nozzle | |
Masuya et al. | Performance evaluation of scramjet combustors using kinetic energy and combustion efficiencies | |
RU2644721C2 (ru) | Авиационная силовая установка | |
RU2773995C1 (ru) | Газоперекачивающий агрегат |