SU1763696A1 - Способ формировани рабочего процесса ракетно-пр моточного двигател и устройство дл его осуществлени - Google Patents

Abstract

Изобретение относитс  к области двига- телестроени  и может быть использовано в конструкции разгонных устройств, Цель изобретени  - повышение эффективности посредством увеличени  степени полноты дожигани  при уменьшении зоны химических превращений. В устройстве, РДТТ 1 с основной 3 и дополнительной 4 камерами сгорани  ПВРД 2, камера 4 размещена в камере 3 последовательно с зар дом и выполнена в виде двух торовых емкостей 5, 6, сообщенных охватывающим их, кольцевым коллектором 7 посредством каналов 8 с полостью входного диффузора ПВРД 2 и кольцевой щели 10 - с камерой сгорани  3. РДТП снабжен узлом генерировани  ударной волны, выполненным в виде цилиндрической камеры с отверсти ми. При горении топлива в камере 3 продукты сгорани  с К-фазой смешиваютс  с продуктами сгорани  камеры 4, которые через отверстие 8 в свою очередь смешиваютс  с воздушным потоком и через генератор ударных волн истекают в режиме сверхзвуковой струи в поперечном направлении к потоку в камере дожигани  16, обеспечива  большую степень сгорани  смеси. 2 ил. Ё

Description

Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано при разработке разгоняющих устройств.

Известен способ формирования рабочего процесса ракетно-прямоточного двигателя, заключающийся в сжигании твердого топлива, смешении продуктов неполного сгорания с воздушным потоком, дожигании смеси. Известно устройство для формирования рабочего процесса ракетно-прямоточного двигателя, содержащее ракетный двигатель твердого топлива гетерогенного состава, дополнительную камеру сгорания с зарядом гомогенного твердого топлива с избытком горючего, прямоточный воздушнореактивный двигатель, включающий входную диффузор и камеру дожигания [1].

Известный способ формирования рабочего процесса ракетно-прямоточного двигателя и устройство для его осуществления не обеспечивают экономичности при смешении продуктов неполного сгорания с воздушным потоком прямоточного воздушно-реактивного двигателя при увеличении сверхзвуковой скорости набегающего воздушного потока при одновременном уменьшении зоны химических превращений.

Известен способ формирования рабочего процесса ракетно-прямоточного двигателя, включающий сжигание твердого топлива, разделение потока продуктов сгорания твердого топлива на два потока, один из которых направляют 'в поперечном направлении к смешиваемым потокам воздуха и второй ветви потока продуктов сгорания и последующее дожигание смеси.

Известно устройство для формирования рабочего процесса ракетно-прямоточного двигателя, содержащее ракетный двигатель твердого топлива гетерогенного состава, дополнительную камеру сгорания с зарядом гомогенного твердого топлива с избытком горючего,прямоточный воздушнореактивный двигатель, включающий входной диффузор и камеру дожигания [2].

Известный способ формирования рабочего процесса и устройство для его осуществления не обеспечивают достаточной степени полноты дожигания в воздушном сверхзвуковом потока при уменьшении зоны химических превращений из-за недостаточной степени турбулизации потоком при смешении и малым временем пребывания в зоне химических превращений.

Целью изобретения является повышение эффективности посредством увеличения степени полноты дожигания при уменьшении зоны химических превраще ний за счет генерирования в зоне смешения потоков локальных ударных волн.

Цель достигается тем, что в способе формирования рабочего процесса ракетнопрямоточного двигателя, заключающемся в сжигании твердого топлива, разделении потока продуктов неполного сгорания топлива на два потока, один из которых направляют на смешение с воздухом, а другой - в поперечном направлении к смешиваемым потокам, в дожигании смеси, в нем поперечный поток формируют в режиме истечения сверхзвуковой струи. Новым в способе является также то, что дополнительно осуществляют вращение поперечного потока. Цель достигается тем, что в устройстве для формирования рабочего процессе ракетнопрямоточного двигателя, содержащем ракетный двигатель твердого топлива гетерогенного состава, дополнительную камеру сгорания с зарядом гомогенного твердого топлива с избытком горючего, прямоточный воздушно-реактивный двигатель, включающий входной диффузор и камеру дожигания, в нем дополнительная камера сгорания размещена в камере сгорания ракетного двигателя твердого топлива последовательно с зарядом и выполнена в виде двух торовых емкостей, сообщенных охватывающим их кольцевым коллектором посредством профилированных каналов с полостью входного диффузора и кольцевой щели - с камерой сгорания ракетного двигателя твердого топлива, при этом последний снабжен узлом генерирования ударной волны, выполненным в виде установленной на торцевой емкости со стороны камеры дожигания и сообщенной с ними цилиндрической камеры, в боковых стенках которой образованы радиальные отверстия. Новым является также то, что в устройстве узел генерирования ударной волны выполнен с возможностью осевого поворота цилиндрической камеры, а в ее боковых стенках образованы дополнительные тангенциальные отверстия. Кроме того, новым является также и то, что в устройстве узел генерирования ударной волны снабжен в местах установки регулятором расхода продуктов сгорания.

Наличие существенных отличий обеспечивает повышение эффективности, выраженное в более высоких удельно-импульсных характеристиках, достигаемое посредством увеличения степени полноты дожигания продуктов неполного сгорания в сверхзвуковом воздушном потоке при уменьшении зоны химических превращений.

Повышение эффективности рабочего процесса ракетно-прямоточного двигателя при дозвуковых скоростях набегающего воздушного потока (участок разгона) достигается не только из-за наличия поперечных пульсационных компонентов скорости, свойственных турбулентному течению, но и благодаря турбулизации при обтекании дополнительного поперечного потока, который сформирован в режиме истечения сверхзвуковых струй, а также благодаря взаимодействию воздушного потока с продуктами неполного сгорания с другим потоком высокотемпературных продуктов сгорания твердого топлива с конденсированной фазой и воздействия на них дополнительно от вращения поперечного потока с большой скоростью, способствуя тем самым переносу массы, энергии. При увеличении скорости набегающего воздушного потока до больших сверхзвуковых скоростей при существенном сокращении времени пребывания газо-воздушной смеси в зоне химических превращений ухудшения смешения не происходит, т.к. возникающие ударные волны при вращении поперечного потока в режиме истечения сверхзвуковых струй с большой частотой в горючей газовоздушной смеси вызывают локальное увеличение давления и температуры при прохождении фронта ударной волны, что способствует увеличению констант скоростей химических реакций в цепном механизме процесса горения, а также дополнительному перемешиванию смеси. Возможность регулирования интенсивности радиальных струй и частоты вращения путем изменения величины расхода рабочего тела позволяет процесс дожигания в сверхзвуковом потоке сделать устойчивым и обеспечить высокую степень полноты сгорания при уменьшенной зоне химических превращений. В результате проведенного анализа технических решений с подобной совокупностью существенных признаков не обнаружено.

На фиг. 1 представлена схема ракетнопрямоточного двигателя, разрез А-А - расположение заряда гомогенного твердого топлива с избытком горючего в дополнительной камере сгорания; на фиг. 2 - конструктивная схема узла генерирования локальных ударных волн.

Способ формирования рабочего процесса ракетно-прямоточного двигателя заключается в сжигании твердого топлива гетерогенного состава и гомогенного состава с избытком горючего. В результате горения образуются потоки: высокотемпературных продуктов сгорания с конденси рованной фазой и низкотемпературных продуктов неполного сгорания гомогенного состава. Низкотемпературный поток продуктов неполного сгорания топлива раз5 деляют на отдельные потоки: один из потоков направляют на смешение с воздушным, например, сверхзвуковым потоком, образующих внешний поток. Другой из потоков направляют для взаимодействия с высоко10 температурным потоком продуктов сгорания с конденсированной фазой в своем составе, образующих внутренний поток, и дополнительный поперечный поток, который формируют в режиме истечения отдель15 ных сверхзвуковых струй, кроме того, дополнительно осуществляют вращение его, направляют в зону взаимодействия расширяющего внутреннего и сжимающего внешнего потоков. Однородность по соста20 ву внешнего потока достигается под воздействием поперечных пульсационных компонентов скорости свойственных турбулентному течению при смешении воздушного потока с одним из низкотемпературных 25 потоков продуктов неполного сгорания топлива. Во внутреннем потоке реализуется неоднородность по составу в поперечном сечении при взаимодействии отдельного низкотемпературного потока продуктов не30 полного сгорания топлива с высокотемпературным потоком продуктов сгорания с конденсированной фазой, причем на периферии внутреннего потока сконцентрированы продукты неполного сгорания. Ниже по 35 потоку от начала зоны смешения внешнего потока в зоне взаимодействия его с расширяющимся высокотемпературным внутренним потоком поперек их движения создают ударную волну для ускорения цепного меха40 низма химических превращений. Для создания ударной волны дополнительный поперечный поток формируют в режиме истечения отдельных сверхзвуковых струй, вращающихся с большой частотой. В ре45 зультате турбулизации потоков, связанной как с обтеканием мгновенного положения отдельных сверхзвуковых струй, так и взаимодействием внешнего потока смеси воздуха с продуктами неполного сгорания 50 топлива и внутреннего высокотемпературного потока смеси продуктов сгорания с конденсированной фазой с продуктами неполного сгорания топлива под влиянием возмущения их вращающимися сверхзвуко55 выми струями происходит перенос массы и энергии части высокотем- пературных продуктов сгорания в зону химических превращений. Основной вклад в увеличение констант скоростей химических реакций в цепном механизме процесса химических превращений в зоне дожигания смеси вносит движущийся фронт ударной волны, вызывающий увеличение давления и температуры за ним. Все это способствует увеличению степени полноты дожигания и уменьшению зоны химических превращений процесса дожигания смеси. Изменение интенсивности ударной волны (увеличивая ее с увеличением скорости набегающего сверхзвукового воздушного потока) осуществляется изменением (увеличением) величины расхода части продуктов неполного сгорания в дополнительных сверхзвуковых струях при увеличении частоты вращения их. При завершении процесса дожигания тепловая энергия общего потока преобразуется при расширении в кинематическую энергию общего потока. ·

Устройство для формирования рабочего процесса ракетно-прямоточного двигателя состоит из ракетного двигателя 1 твердого топлива и прямоточного воздушно-реактивного двигателя 2. Ракетный двигатель 1 содержит камеру сгорания 3 с зарядом твердого топлива гетерогенного состава, дополнительную камеру сгорания 4 с зарядом гомогенного твердого топлива с избытком горючего. Дополнительная камера сгорания 4 размещена в камере сгорания 3 ракетного двигателя 1 последовательно с зарядом твердого топлива гетерогенного состава и выполнена в виде двух торовых емкостей 5, 6. которые сообщены охватывающим их снаружи кольцевым коллектором

7. На наружном диаметре коллектора 7 выполнены профилированные каналы 8. Торовые емкости 5, 6 сообщены также охватывающим их снизу кольцевым коллектором 9, имеющим на минимальном диаметре профилированный канал в виде кольцевой щели 10, которая сообщает внут/'реннюю полость дополнительной камеры (. Сгорания 4 с внутренней полостью камеры сгорания 3. Ракетный двигатель 1 твердого топлива снабжен узлом генерирования ^' ударной волны 11, выполненным в виде цилиндрической камеры, в боковых стенках которой образованы радиальные профилированные отверстия 12. Узел генерирования ударной волны 11 выполнен с возможностью осевого поворота цилиндри. ческой камеры, а в ее боковых стенках обра’ зованы дополнительные тангенциальные - профилированные отверстия 13. Узел генерирования ударной волны снабжен в местах установки регулятором 14 расхода продуктов неполного сгорания. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель 2 включает входной диффузор 15, расположенную за ним камеру дожигания 16, а также выходное устройство 17. Внутренняя полость регулятора 14 расхода продуктов неполного сгорания узла генерирования ударной волны 11 в месте установки на торцевой емкости 6 со стороны камеры дожигания 16 сообщена с системой управления, входным сигналом которой являются параметры воздушного потока во внутренней полости входного диффузора 15. Внутренняя полость цилиндрической камеры узла генерирования ударной волны 11 профилированными отверстиями 12 сообщена с полостью камеры дожигания 16. На чертеже в разрезе А-А дополнительной камеры сгорания 4 схематично показано в качестве примера расположение заряда 18 гомогенного твердого топлива с избытком горючего в торовых емкостях 5, 6 с торцевой поверхностью, боковые поверхности забронированы.

Работает устройство формирования рабочего процесса ракетно-прямоточного двигателя следующим образом.

При воспламенении зарядов твердого топлива в ракетном двигателе 1 образуются потоки - поток высокотемпературных продуктов сгорания с конденсированной фазой в камере сгорания 3 и поток низкотемпературных продуктов неполного сгорания гомогенного состава в дополнительной камере сгорания 4, Давление в дополнительной камере сгорания 4 больше давления в камере сгорания 3. Низкотемпературный' поток продуктов неполного сгорания топлива из дополнительной камеры сгорания 4 поступает в охватывающие торовые емкости 5, 6 снаружи кольцевой коллектор 7 и снизу кольцевой коллектор 9, а также через регулятор 14 расхода продуктов неполного сгорания в цилиндрическую камеру узла генерирования ударных волн 11.

Таким образом, поток низкотемпературных продуктов неполного сгорания из коллектора 7 через профилированные каналы 8 поступает в набегающий воздушный поток входного диффузора 15 прямоточного воздушно-реактивного двигателя 2, а из коллектора 9 через кольцевую щель 10 перпендикулярно в поток высокотемпературных продуктов сгорания с конденсированной фазой .из камеры сгорания 3. Во входном диффузоре 15 происходит смешивание воздушного потока и потока низкотемпературных продуктов неполного сгорания, образуется газо-воздушная смесь. Другой поток низкотемпературных продуктов неполного сгорания, истекая через кольцевую щель 10 образует газодинамическое сопло при воздействии с потоком высокотемпературных продуктов сгорания с конденсированной фазой в камере сгорания 3. В результате взаимодействия этих потоков низкотемпературный поток подогревается и, расширяясь ниже по потоку, образует поток, имеющий неоднородную структуру в поперечном сечении: по периферии - продукты неполного сгорания, а в ядре потока продукты сгорания с конденсированной фазой. На вход камеры дожигания 16 поступают два потока из входного диффузора 15 и камеры сгорания 3, а также дополнительный поперечный поток продуктов неполного сгорания из узла генерирования ударной волны 11, в виде истечения отдельных сверхзвуковых струй из профилированных каналов 12, а также из дополнительных тангенциальных профилированных отверстий 13, обеспечивающих вращение с большой частотой. Подвод тепла для ускорения химических реакций цепного механизма процесса дожигания обеспечивается не только за счет привнесения тепла из внутреннего потока, но главным образом за счет ударных волн вращающихся радиальных сверхзвуковых струй. При прохождении фронта ударной волны практически скачком изменяются локальные параметры давления и температуры в газо-воздушном потоке, увеличивая константы скоростей химических реакций, ускоряется процесс смешения за счет повышения эффективности турбулизации и процесс дожигания, увеличивая степень полноты процесса дожигания, а при истечении из выходного устройства 17 более полно преобразуется тепловая энергия продуктов дожигания в кинетическую энергию истечения из двигателя.

По мере увеличения сверхзвуковой скорости набегающего воздушного потока изменяется интенсивность радиальной струи путем увеличения ее степени недорасширенности путем изменения величины расхода дополнительного поперечного потока продуктов неполного сгорания в цилиндрической камере узла генерирования ударной волны 11 при увеличении площади проходного сечения регулятора 14 расхода продуктов неполного сгорания по одному из параметров воздушного потока во входном диффузоре 15 прямоточного воздушно-реактивного двигателя.

Claims (5)

1. Формула изобретения

   1. Способ формирования рабочего процесса ракетно-прямоточного двигателя, заключающийся в сжигании твердого топлива, разделении потока продуктов неполного сгорания топлива на два потока, один из которых направляют на смешение с воздухом, а другой - в поперечном направлении к смешиваемым потокам, дожигание смеси, отличающийся тем, что, с целью повышения эффективности посредством увеличения степени полноты дожигания при уменьшении зоны химических превращений за счет генерирования в зоне смешения потоков локальных ударных волн, в нем поперечный поток формируют в режиме истечения сверхзвуковой струи.
2. 2. Способ поп. 1,отличающийся тем, что дополнительно осуществляют вращение поперечного потока.
3. 3. Устройство для формирования рабочего процесса ракетно-прямоточного двигателя, содержащее ракетный двигатель твердого топлива гетерогенного состава, дополнительную камеру сгорания с зарядом гомогенного твердого топлива с избытком горючего, прямоточный воздушно-реактивный двигатель, включающий входной диффузор и камеру дожигания, отличающееся тем, что, с целью повышения эффективности посредством увеличения степени полноты дожигания при уменьшении зоны химических превращений за счет генерирования в зоне смешения потоков локальных ударных волн, в нем дополнительная камера сгорания размещена в камере сгорания РДТТ последовательно с зарядом и выполнена в виде двух торовых емкостей, сообщенных охватывающим их кольцевым коллектором посредством профилированных каналов с полостью входного диффузора и кольцевой щели - с камерой сгорания РДТТ, при этом последний снабжен узлом генерирования ударной волны, выполненным в виде установленной на торцовой емкости со стороны камеры дожигания и сообщенной с ними цилиндрической камеры, в боковых стенках которой образованы радиальные отверстия.
4. 4. Устройство поп. 3, отличающее с'я тем. что узел генерирования ударной волны выполнен с возможностью осевого поворота цилиндрической камеры, а в ее боковых стенках образованы дополнительные тангенциальные отверстия.
5. 5. Устройство по пп. 3 и 4, о т л и ч а ю- | щ е е с я тем, что узел генерирования ударной волны снабжен в местах установки регулятором расхода продуктов сгорания.